EL FUTURO.                           Capítulo 15º    Subcap. 40


                                  <>  EL FUTURO.
                        
                                            Índice de este Apartado:

<> EL FUTURO
    > COHETES.
        = COHETES. EL FUTURO QUE NO FUE.
        = PROYECTOS RECIENTES SIN CONCLUIR
            - DOLPHIN
            - ECLIPSE
            - EELV
            - K-1
            - USA/ISRAEL. LK-1
            - COHETES DE LA MICROCOSM
            - ENTERPRISE
            - RASCAL
            - NLV
            - RAPTOR
            - NEW GLENN
    > OTROS MEDIOS IMPULSORES. OTRAS TÉCNICAS.
    > PROYECTOS DE SATELITES FUTUROS
        = SATÉLITES FUTUROS.
    > PROYECTOS NO TRIPULADOS LUNARES Y PLANETARIOS FUTUROS
        = PROYECTOS PRÓXIMOS O PENDIENTES.
        = PROYECTOS PARA EL FUTURO.
    > PROYECTOS DE VUELOS TRIPULADOS FUTUROS
        = VUELOS PRÓXIMOS O PENDIENTES
            - LOS VUELOS TRIPULADOS PRIVADOS AL ESPACIO
        = UN PASO ABORTADO. RLV (X-33 Y X-34).
            - ANTECEDENTES
            - EL PROYECTO DELTA CLIPPER
            - ENSAYOS PRELIMINARES. HISTORIA Y EVOLUCIÓN DEL PROYECTO.
            - LA ASTRONAVE VENTURE STAR X-33
        = EL AVION ESPACIAL SMV DE LA USAF.
        = USA. DESPUÉS DEL SHUTTLE.
             -
COHETES
        = RUSIA. DESPUÉS DEL SOYUZ.
        = OTROS
        = VUELOS TRIPULADOS FUTUROS. MÁS ALLÁ.
            - SISTEMA MIXTO AVIÓN-COHETE
            - ECOSISTEMAS ESPACIALES
            - OTROS
            - EL SOÑADO VUELO TRIPULADO A MARTE
    > PROYECTOS DE FUTURA COLONIZACIÓN LUNAR Y PLANETARIA.
        = LA COLONIZACION DE LA LUNA
        = LA COLONIZACION DE MARTE
            - ¿UN MARTE HABITABLE?
    > UN FUTURO LEJANO. ¿PODREMOS ALGÚN DÍA IR A LAS ESTRELLAS?



<> EL FUTURO

Hay que soñar hoy, y soñar mucho,
para caminar mañana un poco, solo un poco.


    En el camino se han quedado muchos proyectos, muchas ideas. Pocos han sido llevados adelante del total de concebidos. Pero es natural que así sea, porque la economía lo condiciona, como en otros órdenes de la vida. Pero, ¿cuales de los proyectos para el mañana hoy concebidos irán adelante? ¿O cuales de aquellos desechados serán retomados sobre las nuevas tecnologías que los abaraten? El tiempo nos lo dirá. De momento solo podemos citar algunos, de modo superficial, y hacer elucubraciones.
    Entre los proyectos espaciales pendientes distinguimos los realizables a corto plazo, ya en fase avanzada de ejecución en tierra que los llevará a casi todos ellos a su inicio en vuelo real en fechas próximas y años venideros, y aquellos proyectados para un futuro lejano, que son solo hoy ideas, más o menos realizables, y que aun no cuentan con una base firme de estudio. Por ello, pudieran estos últimos en su mayoría ser solo esbozos lejanos de los futuros proyectos reales, como hace décadas lo fueron otros hoy llevados a buen término. Son en este último caso la avanzadilla que la imaginación nos puede llevar a tratar de vislumbrar. Un sueño de hoy que ocurrirá dentro varias décadas; o quizá siglos.
    En otro tiempo, la imaginación de los padres de la astronáutica llevó al hombre al lugar que hoy tiene en el espacio. La imaginación que hoy se pueda derramar sobre las décadas y siglos venideros, sin ser ni más ni menos prolífica y sugerente que aquella de los primeros investigadores y soñadores, no será ya nunca, por ello, despreciada. Todo puede ser. Las generaciones futuras lo sabrán. Solo hay 2 límites: la inmensidad del espacio-tiempo del Universo y… la economía. Pero el camino ya está abierto.

    Para el futuro, las grandes cuestiones pendientes de la astronáutica serán por de pronto el logro de medicamentos y nuevos materiales en la microgravedad, la visita humana a Marte, la comprobación del satélite joviano Europa y otros, el avance en la meteorología terrestre, en las comunicaciones, el hallazgo de vida fuera de la Tierra, el estudio astronómico de la materia oscura, de la gravedad, de los agujeros negros, de los modelos de Universo, el aprovechamiento de minerales en los asteroides y la Luna, el establecimiento de bases lunares y marcianas, y también la consecución de nuevos sistemas propulsores que puedan llevar al hombre más allá de Marte e incluso a las estrellas, así como el contacto con seres de las estrellas de un nivel parecido al nuestro o superior.

    Sin embargo, cualquier futuro posible de la navegación espacial no debe olvidarse que irá ligado, unido, irremediablemente al futuro social, económico y político de la humanidad. No se debería olvidar que los peligros de la autodestrucción existen, o simplemente de la regresión en todos esos aspectos. Por ello, aunque no parece muy probable que ocurra a vista de principios de este siglo XXI, la navegación sideral podría llegar en un futuro indeterminado a un punto de estancamiento durante décadas o siglos, e incluso a su desaparición, en caso de alguna guerra nuclear, desastre ecológico a nivel mundial, o catástrofe de algún tipo a escala planetaria, que sumiera al hombre en una oscura época. Precisamente el mejor modo de tratar de impedir muchas de estas posibles calamidades es la explotación racional de las posibilidades del espacio en tanto que sus técnicas permiten la prevención de muchas catástrofes naturales e incluso, con la ayuda de la vigilancia sideral adecuada, el desencadenamiento de guerras nucleares.

    >
COHETES.

    El futuro de los cohetes o, en general, de los sistemas propulsores, ha sido parcialmente tratado en el capítulo de igual nombre. Cabe esperar, en cuanto a los cohetes de propulsión química, el perfeccionamiento que lleve a la consecución de mayores impulsos específicos o rendimientos, aligeramiento de materiales, y también a la seguridad de los ingenios construidos, punto que resulta de igual valor porque implica la fiabilidad y certeza en su uso, y por tanto de su rentabilidad. El futuro de los cohetes pasa pues en resumen por su rentabilidad económica.
    En este sentido económico, uno de los sistemas de disparo de renovado interés es el de los lanzamientos desde aviones. Un sistema peculiar de disparo desde avión se proyectó por los Laboratorios de Investigación de la USAF entre fines de los 90 y principios de siglo. Consiste en el disparo del cohete a una altura tras su suelta mediante impulso en un tubo neumático. Una de las principales particularidades es que el sistema se hace adaptable fácilmente a cualquier tipo de avión al estandarizar el tubo de lanzamiento. En cualquier caso se trata de disparos de pequeños satélites con ingenios de unos 100 Kg de peso como máximo. La primera etapa podría llevar alas y así retornar a superficie para ser recuperada y el compartimento del satélite llevaría un paracaídas tipo parapente, también para su recuperación; todo ello buscando una abaratamiento en los costes de lanzamiento.
    Incrementar el peso de los propulsantes, simplemente con su construcción en mayor escala, es otra medida que no hace subir el coste en la misma proporción, por lo que es otra medida que puede ayudar en la rentabilidad del cohete. Del mismo modo, la recuperación de los motores y otras partes, hasta ahora abandonadas salvo raras excepciones, es otro punto de ayuda porque supone la reutilización. El perfeccionamiento, la simplificación sin disminuir la eficacia, lleva también al cohete a una economía en los procesos industriales y operativos que lo determinan.
    En los avances en materia de cohetes nadie se ha estancado. Mientras los americanos perfeccionan los motores principales Shuttle y desarrollan los de despegue y aterrizaje vertical (luego citados), los rusos, aun pasando por problemas graves económicos, no se han quedado de brazos cruzados. Casi coincidiendo con la desaparición de la Unión Soviética, la empresa rusa Energía estaba estudiando el motor RD-701 con un diseño revolucionario consistente en su funcionamiento con propulsantes alternativos y simultáneamente. En concreto, utiliza el sistema 2 combustibles, queroseno e hidrógeno, que consume al despegue a la vez con el LOX, pudiendo luego usar solo el LH y el LOX. El motor lleva 2 toberas. Este sistema triple fue también estudiado por los americanos pero no lo aplicaron a ningún cohete en concreto.
    Entre los cohetes puestos en estudio sobre el papel y aun sin desarrollar figuran varios, como el ESL europeo. Es como los Ariane y para el envío barato de cargas útiles no muy pesadas. En los planes figura que tendría una primera y segunda fases, cada una con 50 Tm de propulsante sólido, y una tercera, con 7 Tm de igual tipo de propulsante. La altura sería de 27,4 m, 2,6 m de diámetro, y su capacidad sería para llevar hasta 1 Tm a 700 Km de altura. Con este modelo, Europa pretende cubrir el mercado de satélites de comunicaciones y otros de hasta tal tonelaje de peso.
    Otros países tienen otros modelos parecidos en cartera para el futuro.
    Las investigaciones sobre propulsantes, como parte de los progresos en materia de motores, se han venido realizando en diversos frentes. En 1979, bajo dirección de Arthur L. Ruolf, en la Universidad americana de Cornell se investigaba sobre el hidrógeno metálico, uno de los que más potencia proporciona, 10 veces más que el hidrógeno líquido. La consecución del hidrógeno metálico se realizaría sometiendo hidrógeno a 3.000.000 atmósferas, pero se desconocía entonces si era estable. Otros experimentos se realizan entonces con el xenón metálico, conseguido congelando xenón y sometiéndolo a 1.000 atmósferas de presión. Entre dos diamantes, una muestra de tal elemento aumentó en 100.000 millones de veces su conductividad. El hidrógeno metálico se podría inyectar en una especie de píldoras dosificadas en la cámara del motor donde se transformaría en gas, siendo también un superconductor.
    También se investigó desde 2001 (Centro Ames de la NASA y Universidad de Stanford) el uso como principal componente de propulsante sólido a la “doméstica” cera de parafina (de las velas), material de evidente fácil y seguro uso, con el añadido de oxígeno puro gaseoso para triplicar la rapidez en el quemado y hacer factible una propulsión que de otro modo no se logra. Además, como subproducto del quemado no genera gases tóxicos, al contrario que otros propulsantes sólidos.

    En cuanto otro tipo de cohete aparte de los de propulsión química, es inevitable hacer referencia al capítulo de cohetes de la primera parte, al que nos remitimos en repaso pues. Por ello, el futuro de tales innovadores sistemas está abierto en la continuación de aquellas pruebas.

    El uso del motor de fisión atómica, tiene una propuesta concreta en la del premio Nóbel italiano Carlo Rubbia. El mismo propone una nave que llama de “fragmentos de fisión” y que aventura ser diez veces más rápida que los cohetes tradicionales con un superior rendimiento del motor. El mismo debe utilizar el isótopo americio 242. La temperatura teórica alcanzada es del orden de ½ millón de grados centígrados y la equivalencia energética que se señala en el rendimiento de 1 gramo del citado elemento es de 1 Tm de propulsante químico. El destino concebido para tal nave sería Marte. El sistema de fisión es, dentro de los no tradicionales, uno de los viables para la tecnología contemporánea. En este caso, el motor bombardea con neutrones una fina película del americio de una milésima de milímetro de gruesa dispuesta sobre las paredes de la cámara del motor. La técnica de protección para la tripulación de este sistema sería a base de pantallas de boro y carbono. Sobre la teoría del citado físico italiano, con 1 solo Kg del repetido isótopo se podría alcanzar el planeta rojo en cuestión de 1 mes. Esto implica la reducción de peso de la nave y el consecuente abaratamiento... si los cálculos son correctos...

    Otro tipo de motor cohete estudiado a finales de los 90 es el... microcohete. Fue analizado por el MIT y se fabricaron prototipos del tamaño de 3 mm de grueso y 1,5 cm de largo, construido en silicio. Tal proyecto del MIT se realizó bajo dirección de Adam London y se dijo que 800 de tales cohetes eran capaces de elevar al cosmos una carga de 1 Tm. Su eficacia estaría teóricamente 20 veces por encima de los cohetes hasta entonces utilizados.

    Tampoco se han de olvidar los sistemas que es preciso desarrollar para acompañar a los motores de tipo atómico-nuclear, principalmente los protectores de la radiación y del calor generado.
    Cabe solo aquí añadir el posible desarrollo futuro de otros sistemas, basados también algunos en la creación de potentes campos magnéticos, que recogerían del espacio atravesado el hidrógeno hallado, que aunque poco sería sometido a un tratamiento eficaz en la propulsión. Denominados pulsorreactor y estatorreactor estelar, convertirían el hidrógeno en energía impulsora una vez sometido a fusión. Es parecido al cohete nuclear y resultaría ideal, pero del combustible, que sería el hallado en el camino, desgraciadamente se puede dudar de encontrarlo en la cantidad necesaria.

    En cuanto a tácticas en el uso de los cohetes, existen también proyectos de otros tipos de astronave distinta al tradicional cohete de fases apuntando al cielo con su carga útil en proa. En 1998 había solo en los Estados Unidos cuatro proyectos de firme, todos ellos para satelización de cargas, algunos de ellos tripulados en la parte terrestre (o mejor atmosférica) del vuelo. Uno los proyectos es el Rotary Rocket, que es una mezcla de cohete y helicóptero. Otro modelo fue estudiado por la Kistler Aerospace para lanzar desde la base australiana de Woomera; en el regreso, una vez soltada la carga útil en el espacio, la nave se ayudaría de varios paracaídas para su recuperación. El proyecto de la Kelly Space and Technology consiste en el disparo de un cohete desde un avión de tipo comercial; el cohete no es recuperable. Otro proyecto más, ahora de la Pioneer Rocketplane, es parecido al anterior, pero la nave es una lanzadera recuperable que regresa aterrizando. De alguno de estos sistemas se hace otra referencia en los vuelos tripulados del futuro.

    La tendencia general sobre sistemas impulsores por medio de cohetes, tanto para vuelos tripulados como para satélites, es el de ingenios reutilizables. Así se han llegado a considerar astronaves basadas en sistemas de cohetes, pero de mínimo mantenimiento y reutilizables. Esto nos lleva a los de tipo Shuttle pero más pequeños. En cuanto a vuelos tripulados se hace referencia más adelante.
    En los Estados Unidos también se proyectan ingenios de este tipo que se citan más adelante en los modelos X-00.

        =
COHETES. EL FUTURO QUE NO FUE.

    Prescindiendo de proyectos de cohetes y astronaves de la era preastronáutica, como los de Von Braun, cabe citar algunos proyectos de cohetes que no fueron desarrollados o llegaron a ser puestos en servicio por diversas razones. No se citan modelos avanzados no desarrollados aun o en vías de desarrollo sobre otros ya existentes, que ya han sido referidos. Se refiere pues aquí a los que en su momento fueron un proyecto nuevo y no llegaron a ser verdadero cohete operativo.
También se citan diversos modelos que se estudiaron pensando en el programa lunar soviético, o para elevar a una órbita grandes cargas, pero que nunca se desarrollaron, excepto ya referido y probado N-1. Seguramente no se citan todos los proyectos y alguno bien pudiera ser que, sometidos a una necesaria actualización, podría ser retomado en un futuro en todo o en parte.

VKA-23
    El VKA-23 Myasischyev fue el primer prototipo de avión cohete espacial de la URSS y su construcción se inició el 1 de junio de 1958 con la intención de ser lanzado con un R-7 y efectuar vuelos suborbitales al tiempo del programa Vostok. El proyecto fue cancelado el 1 de octubre de 1960 por reducciones de los medios.

NOVA
    Fue el cohete USA pensado antes del Saturn 5 para utilizar en los viajes a la Luna con posterioridad a aquél. El anteproyecto del mismo fue presentado al entonces presidente Eisenhower el 27 de enero de 1959 por el grupo de Von Braun. Su diseño se concretó entonces, trabajando en el mismo hasta junio del siguiente año 1960; los estudios sobre el Nova continuarían en realidad hasta 1962. Los motores pensados para este cohete, F-1 y J-2, serían los mismos que luego se utilizaron en los modelos Saturn; véase el apartado del citado cohete. Cuando se lanzó el proyecto Apollo, el cohete elegido era ya el citado Saturn y el tipo de vuelo elegido, modular (con nave de ida y vuelta y nave lunar), no precisaba ya de un cohete tan grande por lo que el Saturn 5 servía para los fines propuestos, dando carpetazo de cierre al enorme Nova en junio de 1962; el Nova hubiera podido permitir el lanzamiento directo al suelo lunar. Las empresas que estudiaron el proyecto e hicieron sus propuestas fueron la Martin Marietta, General Dynamics y Douglas Aircraft; también se contrató a la Boeing e hizo sus propios estudios la NASA. Numerosos modelos Nova fueron diseñados entonces, hasta más de 30 y con características poco comunes entre ellos, proyectando su puesta en servicio sucesiva durante más de 25 años, hasta 1980
    El primero fue el Nova 4L, capaz de enviar 24 Tm a la Luna o 68 Tm en órbita baja de 160 Km de altura. Habría tenido 4 fases, 65,3 m de altura, 15,5 m de diámetro, 3.003 Tm de peso y un empuje inicial de 3.437 Tm. La primera etapa, de 23,2 m de altura y 2.177 Tm de peso, habría llevado 5 motores F-1 que habrían consumido 2.041 Tm de LOX y Keroseno durante 2,5 min, creando un empuje de 3.946 Tm en el vacío. La fase segunda, de 16,2 m de altura, 5,2 m de diámetro y 590 Tm de peso, habría estado dotada de 1 motor F-1 que habría consumido 545 Tm de LOX y LH durante 3 min 35 seg creando un empuje de 771 Tm en el vacío. La fase tercera, de 14 m de altura, 5,2 m de diámetro y 168 Tm de peso, habría tenido 4 motores LH2-80k que habrían consumido 150 Tm de LOX y LH durante 7 min 6 seg, creando un empuje de 145 Tm en el vacío. La etapa cuarta, de 11,9 m de altura, 3 m de diámetro y 68 Tm de peso, habría llevado 1 motor LH2-80k que habría consumido 59 Tm de LOX y LH durante 11 min 12 seg creando un empuje de 36 Tm en el vacío.
    El Nova de la NASA fue el modelo más conocido en los dibujos de referencia a este tipo de cohetes y, con sus 3 fases, tenía cierto parecido en capacidad al Saturn 5. Habría sido capaz de enviar 45 Tm de carga a la Luna, o 132 Tm a una órbita terrestre de 165 Km de altura. Su altura habría sido de 55 m, el diámetro de 14,6 m, el peso de 2.994 Tm y el empuje de 4.065 Tm. La primera etapa, de 31,4 m de altura y 2.268 Tm de peso, habría llevado 6 motores F-1 que habrían consumido 2.155 Tm de LOX y Keroseno durante 2 min 14 seg, creando un empuje de 4.682 Tm en el vacío. La fase segunda, de 12,5 m de altura, 9,8 m de diámetro y 499 Tm de peso, habría estado dotada de 1 motor F-1 que habría consumido 464 Tm de LOX y Keroseno durante casi 3 min creando un empuje de 780 Tm en el vacío. La fase tercera, de 11 m de altura, 9,8 m de diámetro y 227 Tm de peso, habría tenido 4 motores J-2 que habrían consumido 206 Tm de LOX y LH durante 5 min 13 seg, creando un empuje de 272 Tm en el vacío.
    El Nova 4S, de 3 fases, habría sido capaz de satelizar cargas de 190 Tm a 165 Km de altura o enviar 75 Tm a la Luna. Habría tenido 99,7 m de altura, 11,6 m de diámetro máximo, 7.439 Tm de peso y un empuje de 9.027 Tm al partir. La primera etapa habría estado integrada por 4 cohetes de propulsante sólido, cada uno de 34,1 m de altura, 6,1 m de diámetro y 1.633 Tm de peso, y que habría consumido 1.470 Tm de propulsante sólido durante 2 min 30 seg, creando un empuje de 163 Tm en el vacío. La fase segunda, de 35,1 m de altura, 11,6 m de diámetro y 680 Tm de peso, habría estado dotada de 2 motores M-1 que habrían consumido 626 Tm de LOX y LH durante 4 min 2 seg, creando un empuje de 1.088 Tm en el vacío; tal motor M-1, cuyo desarrollo fue cancelado en 1966, pesaba algo más de 9 Tm y tenia 7,7 m de altura, 4,3 m de diámetro e impulso específico a nivel de mar de 310 seg. La fase tercera, de 30,5 m de altura, 6,7 m de diámetro y 227 Tm de peso, habría tenido 1 motor J-2 que habría consumido 204 Tm de LOX y LH durante 15 min, creando un empuje de 91 Tm en el vacío.
    El Nova 5S, de 4 fases, habría podido satelizar 176 Tm en órbita baja o enviar 59 Tm a la Luna. Habría tenido 122,8 m de altura, 10,1 m de diámetro y 9.865 Tm de peso. La primera etapa habría estado integrada por 5 cohetes de propulsante sólido llamados Segmento Nova 6, cada uno de 45,7 m de altura, 5,2 m de diámetro y 1.224 Tm de peso, y que habría consumido 1.071 Tm de propulsante sólido durante 1 min 37 seg, creando un empuje de 153 Tm en el vacío. La fase segunda habría estado integrada por 4 cohetes de propulsante sólido llamados Segmento Nova 4, cada uno de 35,1 m de altura, 5,2 m de diámetro y 816 Tm de peso, y que habría consumido 714 Tm de propulsante sólido durante casi 3 min, creando un empuje de 1.134 Tm en el vacío. La fase tercera, de 21,3 m de altura, 10,1 m de diámetro y 363 Tm de peso, habría tenido 6 motores J-2 que habrían consumido 327 Tm de LOX y LH durante 2 min 30 seg, creando un empuje de 544 Tm en el vacío. La etapa cuarta, de 20,7 m de altura, 6,7 m de diámetro y 118 Tm de peso, habría llevado 2 motores J-2 que habrían consumido 104 Tm de LOX y LH durante casi 4 min creando un empuje de 181 Tm en el vacío.
    El Nova 7S habría podido tener 3 fases y ser capaz, como el Nova 4S, de poner en órbita baja 197 Tm o enviar 75 Tm a la Luna. Habría tenido 102,2 m de altura, 11,6 m de diámetro máximo, 7.256 Tm de peso y 8.906 Tm de empuje. Se diferenciaba del modelo 4S solo en que la primera fase era distinta, siendo pues iguales la segunda y tercera. Tal primera habría estado formada por 7 cohetes de propulsante sólido, cada uno de 36,6 m de altura, 4,1 m de diámetro y 907 Tm de peso, y que habría consumido 816 Tm de propulsante sólido durante 2 min 30 seg, creando un empuje de 1.406 Tm en el vacío.
    El Nova 8L habría sido un cohete de 3 fases capaz de enviar 181 Tm a una órbita de 165 Km o 68 Tm a la Luna. Características: altura 106,8 Tm; diámetro máximo 17,4 m; peso 4.535 Tm; y empuje 5.505 Tm al partir. Su segunda y tercera fases eran las mismas del modelo Nova 7S anterior. La primera fase, de 41,2 m de altura y 3.628 Tm de peso, habría llevado 8 motores F-1 que habrían consumido 3.401 Tm de LOX y Keroseno durante 2 min 45 seg, creando un empuje de 6.315 Tm en el vacío. También fue llamado Saturn C-8.
    El Nova 8L Mod podría haber puesto en órbita baja cargas de 150 Tm, o enviar hacia la Luna 50 Tm. Características generales: altura 95,5 m; diámetro máximo 10,1 m; peso 6.441 Tm; empuje al partir 5.376,7 Tm. La primera fase se habría conformado con 4 cohetes Nova 2/F-1, cada uno de 28,7 m de altura y 1.134 Tm de peso, que habría llevado 2 motores F-1 y habrían consumido 1.057 Tm de LOX y Keroseno durante 3 min 20 seg, creando un empuje de 1.542 Tm en el vacío. La segunda fase la forma un solo cohete del mismo tipo que el de la primera. La tercera fase, de 38,1 m de altura, igual diámetro, y 771 Tm de peso, habría llevado 4 motores J-2 que habrían consumido 708 Tm de LOX y LH durante más de 13 min, creando un empuje de 363 Tm en el vacío.
    El Nova 9L, de 4 fases, habría podido satelizar cargas de 176 Tm en órbita baja, o enviar a la Luna cargas de 59 Tm. Características generales: altura 119,8 m; diámetro máximo 15,2 m; peso 5.016 Tm; empuje al partir 6.048,8 Tm. La primera fase, de 42,7 m de altura, 15,2 m de diámetro, y 2.721 Tm de peso, habría llevado 9 motores F-1 que habrían consumido 2.540 Tm de LOX y LH durante 1 min 50 seg, creando un empuje de 6.939 Tm en el vacío. La segunda etapa, de 35,1 m de altura, 13,7 m de diámetro, y 1.814 Tm de peso, habría llevado 4 motores F-1 que habrían consumido 1.689 Tm de LOX y LH durante 2 min 44 seg, creando un empuje de 3.084 Tm en el vacío. La tercera y cuarta fases son las mismas, ya vistas, del Nova 5S.
    El Nova A, de 3 fases estudiadas por la General Dynamics, habría podido poner en ruta a lunar 27 Tm o 68 Tm en órbita de 550 Km de altura. Características generales: altura 64,9 m; diámetro máximo 9,8 m; peso 1.785 Tm; empuje al partir 2.721,5 Tm. La primera fase, de 28 m de altura, 9,8 m de diámetro, y 1.342 Tm de peso, habría llevado 4 motores F-1 que habrían consumido 1.269 Tm de LOX y LH durante 2 min, creando un empuje de 3.122 Tm en el vacío. La segunda etapa, de 23,8 m de altura, 9,8 m de diámetro, y 403 Tm de peso, habría llevado 4 motores J-2 que habrían consumido 374 Tm de LOX y LH durante 4 min 44 seg, creando un empuje de 544 Tm en el vacío. La fase tercera, de 13,1 m de altura, 5,8 m de diámetro, y 40 Tm de peso, habría llevado 5 motores RL-10 que habrían consumido 36 Tm de LOX y LH durante 8 min, creando un empuje de 32 Tm en el vacío.
    El Nova B, de 3 fases también estudiadas por la General Dynamics, habría podido enviar a la Luna 47 Tm o 112 Tm a una órbita de 556 Km de altura. Características generales: altura 70,1 m; diámetro máximo 12,2 m; peso 2.672 Tm; empuje al partir 4.081,3 Tm. La primera fase, de 28 m de altura, 12,2 m de diámetro, y 1.995 Tm de peso, habría llevado 6 motores F-1 que habrían consumido 1.895 Tm de LOX y keroseno durante 2 min, creando un empuje de 4.682 Tm en el vacío. La segunda etapa, de 23,8 m de altura, 12,2 m de diámetro, y 614 Tm de peso, habría llevado 7 motores J-2 que habrían consumido 576 Tm de LOX y LH durante 3 min 48 seg, creando un empuje de 1.043 Tm en el vacío. La fase tercera, de 18,3 m de altura, 6,7 m de diámetro, y 63 Tm de peso, habría llevado 7 motores RL-10 que habrían consumido 58 Tm de LOX y LH durante casi 9 min, creando un empuje de 46 Tm en el vacío.
    El Nova C, de 3 fases, habría sido capaz de satelizar cargas de 68 Tm en órbita de 556 Km de altura o enviar a la Luna 38 Tm. Características generales: altura 88,4 m; diámetro máximo 9,8 m; peso 1.806 Tm; empuje al partir 2.721,5 Tm. La primera y segunda fases son las mismas que las del Nova A. La fase tercera, nueva, de 36,6 m de altura, 9,1 m de diámetro, y 61 Tm de peso, habría llevado 1 motor Nerva, de propulsión nuclear, que habría consumido 52 Tm de LH durante casi 26 min, creando un empuje de 27 Tm en el vacío.
    El Nova D, de 3 fases, habría sido capaz de satelizar cargas de 112 Tm en órbita de 556 Km de altura o enviar a la Luna 65 Tm. Características generales: altura 88,4 m; diámetro máximo 12,2 m; peso 2.705 Tm; empuje al partir 4.081,3 Tm. La primera y segunda fases son las mismas que las del Nova B. La fase tercera, nueva, de 36,6 m de altura, 11,3 m de diámetro, y 96 Tm de peso, habría llevado 1 motor Nerva, de propulsión nuclear, que habría consumido 84 Tm de LH durante casi 42 min, creando un empuje de 27 Tm en el vacío.
    A partir de 1963 se proyectaron más modelos Nova, principalmente en dos largas series llamadas GD y MM, algunos de una masa tan descomunal como de muy dudosa viabilidad económica. Fueron los siguientes:
    El Nova DAC-ISI, habría podido poner en órbita 454 Tm a 325 Km de altura. Habría medido 61 m de altura, 21,3 m de diámetro, y pesado 4.780 Tm, siendo el empuje al partir de 6.539,9 Tm. Habría constado de 2 etapas. La primera habría tenido 30,5 m de altura, 21,3 m de diámetro, y 3.084 Tm de peso, y llevado 14 motores que habrían consumido 2.942 Tm de LOX y LH durante 2 min 21 seg, creando un empuje de 7.153 Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido también 30,5 m de altura y 21,3 m de diámetro, y 1.696 Tm de peso, y llevado 8 motores que habrían consumido 1.589 Tm de LOX y LH durante 3 min 26 seg, creando un empuje de 3.442 Tm en el vacío.
    El Nova GD-B tendría capacidad para poner en órbita a 185 Km de altura cargas de 338 Tm. Características generales: altura 72,3 m; diámetro máximo 20,6 m; peso 10.068 Tm; empuje al partir 12.698,5 Tm. La primera fase habría tenido 25,7 m de altura, 20,6 m de diámetro, y 9.070 Tm de peso, y llevado 16 motores F-1A que habrían consumido 8.435 Tm de LOX y keroseno durante casi 3 min, creando un empuje de 14.526 Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido 27,1 m de altura, 20,6 m de diámetro, y 998 Tm de peso, y llevado 5 motores J-2 que habrían consumido 923 Tm de LOX y LH durante casi 6 min, creando un empuje de 1.088 Tm en el vacío.
    El Nova GD-E tendría capacidad para poner en órbita a 185 Km de altura cargas de 458 Tm. Características generales: altura 60,4 m; diámetro máximo 8,3 m; peso 19.047 Tm; empuje al partir 25.486,8 Tm. La primera fase habría tenido 4 cohetes de las siguientes características unitarias: 60,4 m de altura, 8,3 m de diámetro, 3.628 Tm de peso, 3.174 Tm de propulsante sólido, funcionamiento durante 1 min 56 seg, empuje de 7.041 Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido 47,9 m de altura, 20,6 m de diámetro, 4.535 Tm de peso, y llevado 4 motores M-1 que habrían consumido 4.081 Tm de LOX y LH durante 10 min 46 seg, creando un empuje de 2.721 Tm en el vacío.
    El Nova GD-F, también de 2 fases, debería haber satelizado cargas de 454 Tm en órbita baja de 185 Km. Características generales: altura 84,2 m; diámetro máximo 18,3 m; peso 11.474 Tm; empuje al partir 13.968,5 Tm. La primera etapa habría tenido 54,3 m de altura, 18,3 m de diámetro, 9.977 Tm de peso, y llevado 4 motores L-7.7 que habrían consumido 9.297 Tm de LOX y Keroseno durante 3 min 23 seg, creando un empuje de 15.095 Tm en el vacío; tal fase habría sido recuperable por medio de 8 paracaídas de 46 m. La segunda etapa habría tenido 29,9 m de altura, 18,3 m de diámetro, 1.497 Tm de peso, y llevado 2 motores M-1 que habrían consumido 1.406 Tm de LOX y LH durante 7 min 15 seg, creando un empuje de 1.361 Tm en el vacío.
    El Nova GD-H, de una fase con un acelerador, debería haber satelizado cargas de 454 Tm en órbita baja de 185 Km, como el anterior. Características generales: altura 73,8 m; diámetro máximo 25,9 m; peso 8.821 Tm; empuje al partir 11.789,7 Tm. La primera etapa sería una aceleradora que habría tenido 21,2 m de altura, 25,9 m de diámetro, y llevado 4 motores L-5.25H que habrían consumido LOX y LH durante 3 min 10 seg, creando un empuje de 11.156 Tm en el vacío; tal fase habría sido recuperable por medio de 4 paracaídas de 46 m a 1.000 Km de la base de lanzamiento. La etapa principal habría tenido 73,8 m de altura, 25,9 m de diámetro, 8.526 Tm de peso, y llevado 1 motor L-5.0H que habría consumido 8.354 Tm de LOX y LH durante 8 min 20 seg, creando un empuje de 3.129 Tm en el vacío.
    El Nova GD-J, asimismo de 2 fases, debería haber satelizado cargas de 454 Tm en órbita baja de 185 Km, como el anterior. Características generales: altura 74,6 m; diámetro máximo 42,4 m; peso 9.887 Tm; empuje al partir 11.882,4 Tm. La primera etapa habría tenido 36,6 m de altura, 42,4 m de diámetro, y llevado 4 motores L-6.55 que habrían consumido LOX y keroseno durante 3 min 13 seg, creando un empuje de 12.649 Tm en el vacío; tal fase habría sido recuperable por medio de 7 paracaídas a 1.340 Km de la base de lanzamiento. La segunda etapa habría tenido 38 m de altura, 19,5 m de diámetro, 1.270 Tm de peso, y llevado 2 motores M-1 que habrían consumido 1.179 Tm de LOX y LH durante 6 min 05 seg, creando un empuje de 1.361 Tm en el vacío.
    El Nova MM-14A, de 2 fases, debería haber satelizado cargas de 481 Tm en órbita baja de 185 Km. Características generales: altura 86,9 m; diámetro máximo 18,3 m; peso 6.248 Tm. La primera etapa habría tenido 58,1 m de altura, 7,6 m de diámetro, de propulsante sólido, 2.847 Tm de peso, tiempo de funcionamiento de 1 min 46 seg, empuje de 6.485 Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido 28,8 m de altura, 18,3 m de diámetro, y llevado 5 motores M-1 que habrían consumido 3.106 Tm de LOX y LH durante 6 min 25 seg, creando un empuje de 3.401 Tm en el vacío.
    El siguiente modelo Nova MM-14B, también de 2 fases, debería haber satelizado cargas de 373 Tm en órbita baja de 185 Km. Características generales: altura 103,3 m; diámetro máximo 18,3 m; peso 4.992 Tm. La primera etapa habría tenido 52,8 m de altura, 7,1 m de diámetro, de propulsante sólido, 2.271 Tm de peso, tiempo de funcionamiento de 1 min 58 seg, empuje de 4.712 Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido 50,5 m de altura, 18,3 m de diámetro, y llevado 4 motores M-1 que habrían consumido 2.026 Tm de LOX y LH durante 6 min 23 seg, creando un empuje de 2.721 Tm en el vacío.
    El Nova MM-1B, de 2 fases, debería haber satelizado cargas de 330 Tm en órbita baja de 185 Km. Características generales: altura 92 m; diámetro máximo 20 m; peso 8.791 Tm; y empuje inicial de 11.432,8 Tm. La primera etapa habría tenido 46,6 m de altura, 20 m de diámetro, 7.430 Tm de peso, y llevado 14 motores F-1A que habrían consumido 6.976 Tm de LOX y RP-1, con un tiempo de funcionamiento de 2 min 42 seg, creando un empuje de 12.825 Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido 45,4 m de altura, 20 m de diámetro, y llevado 2 motores M-1 que habrían consumido 1.239 Tm de LOX y LH durante 6 min 23 seg, creando un empuje de 1.361 Tm en el vacío.
    El Nova MM-1C habría podido ser un cohete de dos fases capaz de poner en órbita de 185 Km de altura una carga de 444 Tm. Características generales: altura 99,4 m; diámetro máximo 21 m; peso 10.984 Tm; y empuje inicial de 14.699,9 Tm. La primera etapa habría tenido 49,7 m de altura, 21 m de diámetro, 8.943 Tm de peso, y llevado 18 motores F-1A que habrían consumido 8.353 Tm de LOX y RP-1, con un tiempo de funcionamiento de 2 min 31 seg, creando un empuje de 16.490 Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido 49,7 m de altura, 18,3 m de diámetro, 2.041 Tm de peso total, y llevado 3 motores M-1 que habrían consumido 1.878 Tm de LOX y LH durante 6 min 27 seg.
    El Nova MM-24G podría haber satelizado 447 Tm a 185 Km de altura, contando también con 2 fases. Características generales: altura 78,6 m; diámetro máximo 21,6 m; peso 6.083 Tm; y empuje inicial de 8.163,2 Tm. La primera etapa habría tenido 49,8 m de altura, 21,6 m de diámetro, 5.040 Tm de peso, y llevado 18 motores HP-1 que habrían consumido 4.723 Tm de LOX y LH, con un tiempo de funcionamiento de 3 min 35 seg, creando un empuje de 9.714 Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido 28,8 m de altura, 18,3 m de diámetro, 1.043 Tm de peso total, y llevado 2 motores HP-1 que habrían consumido 907 Tm de LOX y LH durante 6 min 26 seg.
    El Nova MM-33 habría sido un cohete de una sola etapa capaz de llevar a una órbita de 185 Km una carga de 472 Tm en fecha calculada en 1963 para 1975. Habría tenido una altura de 75,9 m, un diámetro de 24,4 m, un peso de 10.489 Tm, de ellas 9.863 Tm de LOX y LH que se quemarían en 24 motores HP-1 durante 4 min 28 seg creando un empuje de 15.997 Tm; el impulso específico teórico habría sido de 379 seg a nivel de mar.
    El Nova MM-34, de una fase con un motor acelerador, habría sido capaz de poner 531 Tm en órbita baja de 185 Km. Características generales: altura 84,8 m; diámetro máximo 24,4 m; peso 10.353 Tm; y empuje inicial de 13.614,5 Tm. La etapa aceleradora habría tenido 18,2 m de altura, 27,4 m de diámetro, constituida en un motor L-6H que habría consumido LOX y LH durante 3 min 10 seg. La etapa propiamente dicha habría tenido 84,8 m de altura, 24,4 m de diámetro, 10.126 Tm de peso total, y llevado 4 motores L-6H que habrían consumido 9.582 Tm de LOX y LH durante 6 min 28 seg.
    El Nova MM-R10E2 habría sido un cohete de una sola fase capaz de llevar a una órbita de 185 Km de altura una carga de 596 Tm. Habría tenido una altura de 49,1 m, un diámetro de 21,3 m, un peso de 8.474 Tm, de ellas 7.286 Tm de LOX y aire con LH que se quemarían en 40 motores durante 5 min 10 seg creando un empuje de 14.331 Tm; el impulso específico teórico habría sido de 377 seg a nivel de mar.
    El Nova MM-R10R2 habría sido un cohete de una sola fase capaz de llevar a una órbita de 185 Km de altura una carga de 423 Tm. Habría tenido una altura de 49,3 m, un diámetro de 21,3 m, un peso de 8.647 Tm, de ellas 7.286 Tm de LOX y aire con LH que se quemarían en 40 motores durante 5 min 10 seg creando un empuje de 14.331 Tm; debió, conforme a los planes de 1963, ser puesto en servicio en 1980.
    El Nova MM-S10E1 habría sido también un cohete de una sola fase capaz de llevar a una órbita de 185 Km de altura una carga de 588 Tm. Habría tenido una altura de 65,7 m, un diámetro de 24,4 m, un peso de 10.317 Tm, de ellas 9.682 Tm de LOX y LH que se quemarían en 24 motores durante 4 min 24 seg creando un empuje de 16.384 Tm.
    El Nova MM-S10E2 habría sido del mismo modo un cohete de una sola fase capaz de llevar a una órbita de 185 Km de altura una carga de 581 Tm. Habría tenido una altura de 54,8 m, un diámetro de 21,3 m, un peso de 10.302 Tm, de ellas 9.663 Tm de LOX y LH que se quemarían en 30 motores durante 4 min 23 seg creando un empuje de 16.384 Tm.
    El Nova MM-S10R1 habría sido otro cohete de una sola fase, pero esta vez reutilizable, capaz de llevar a una órbita de 185 Km de altura una carga de 414 Tm. Habría tenido una altura de 69,5 m, un diámetro de 24,4 m, un peso de 10.470 Tm, de ellas 9.654 Tm de LOX y LH que se quemarían en 24 motores durante 4 min 23 seg creando un empuje de 16.384 Tm.
    El Nova MM-S10R2 habría sido un cohete mas de una sola fase, también reutilizable, capaz de llevar a una órbita de 185 Km de altura una carga de 381 Tm. Habría tenido una altura de 56,6 m, un diámetro de 21,3 m, un peso de 10.502 Tm, de ellas 9.663 Tm de LOX y LH que se quemarían en 30 motores durante 4 min 23 seg creando un empuje de 16.384 Tm.
    El Nova MM-T10EE1 podría haber satelizado 462 Tm a 185 Km de altura, contando también con 2 fases. Características generales: altura 80,8 m; diámetro máximo 21,3 m; peso 6.069 Tm; y empuje inicial de 8.161,1 Tm. La primera etapa habría tenido 57,5 m de altura, 21,3 m de diámetro, 4.944 Tm de peso, y llevado 18 motores que habrían consumido 4.628 Tm de LOX y LH, con un tiempo de funcionamiento de 3 min 30 seg, creando un empuje de 9.828 Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido 23,3 m de altura, 21,3 m de diámetro, 1.125 Tm de peso total, y llevado 2 motores que habrían consumido 1.089 Tm de LOX y LH durante 6 min 33 seg.
    El Nova MM-T10RE-1 hubiera podido ser un cohete de 2 fases capaz de satelizar 427 Tm en una órbita de 185 Km de altura. Características generales: altura 81,1 m; diámetro máximo 21,3 m; peso 6.104 Tm; y empuje inicial de 8.161,1 Tm. La primera etapa habría tenido 57,8 m de altura, 21,3 m de diámetro, 4.979 Tm de peso, y llevado 18 motores que habrían consumido 4.525 Tm de LOX y LH, con un tiempo de funcionamiento de 3 min 25 seg, creando un empuje de 9.828 Tm en el vacío. La segunda etapa habría sido la misma del anterior.
    El Nova MM-T10RR-2 habría tenido también 2 fases y podido satelizar 479 Tm en órbita de 185 Km de altura. Características generales: altura 67,9 m; diámetro máximo 21,3 m; peso 11.130 Tm; y empuje inicial de 16.061,2 Tm. La primera etapa habría tenido 43,5 m de altura, 21,3 m de diámetro, 9.089 Tm de peso, y llevado 24 motores que habrían consumido 8.409 Tm de LOX y LH, con un tiempo de funcionamiento de 2 min 19 seg, creando un empuje de 18.017 Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido 24,4 m de altura, 21,3 m de diámetro, 2.041 Tm de peso total, y llevado 1 motor Toroid FD que habría consumido 1.960 Tm de LOX y LH durante 6 min 48 seg.
    El Nova MM-T10RR-3 habría sido un cohete de 2 fases capaz de poner en órbita de 185 Km de altura pesos de 419 Tm. Características generales: altura 83,1 m; diámetro máximo 21,3 m; peso 6.746 Tm; y empuje inicial de 9.229,8 Tm. La primera etapa habría tenido 61,3 m de altura, 21,3 m de diámetro, 5.517 Tm de peso, y llevado 18 motores que habrían consumido 4.837 Tm de LOX y LH, con un tiempo de funcionamiento de 3 min 14 seg, creando un empuje de 11.115 Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido 21,8 m de altura, 21,3 m de diámetro, 1.229 Tm de peso total, y llevado 2 motores que habrían consumido 1.093 Tm de LOX y LH durante 6 min 37 seg.
    El cohete Nova 1 DAC habría podido ser un cohete de 2 fases capaz de llevar a 325 Km de altura en órbita 454 Tm de peso. Características generales: altura 53,3 m; diámetro máximo 21,3 m; peso 6.481 Tm; y empuje inicial de 8.675,6 Tm. La primera etapa habría tenido 25,9 m de altura, 21,3 m de diámetro, 4.213 Tm de peso, y llevado 4 motores que habrían consumido 4.019 Tm de LOX y keroseno, con un tiempo de funcionamiento de casi 2 min, creando un empuje de 9.977 Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido 27,4 m de altura, 21,3 m de diámetro, 2.268 Tm de peso total, y llevado 4 motores M-1 que habrían consumido 2.125 Tm de LOX y LH durante 5 min 27 seg, creando un empuje de 2.721 Tm en el vacío.
    El cohete Nova 2 DAC habría podido ser un cohete de 2 fases capaz de llevar a 325 Km de altura en órbita también 454 Tm de peso. Características generales: altura 103,6 m; diámetro máximo 21,3 m; peso 6.576 Tm; y empuje inicial de 8.777,3 Tm. La primera etapa habría tenido 82,3 m de altura, 21,3 m de diámetro, 4.943 Tm de peso, y llevado 15 motores que habrían consumido 4.632 Tm de LOX y LH con un tiempo de funcionamiento de casi 3 min, creando un empuje de 10.431 Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido igual diámetro, 1.633 Tm de peso total, y llevado 4 motores M-1 que habrían consumido 1.520 Tm de LOX y LH durante 7 min 48 seg, creando un empuje de 1.361 Tm en el vacío.

ANTECEDENTES DEL COHETE N-1
    Aunque la URSS llegó a construir el N-1, tanto antes de llegar al mismo como con la posterior perspectiva de crear una familia de cohetes basada en el mismo, los técnicos soviéticos hicieron varios diseños de cohetes, algunos con fases de propulsión atómica, que nunca llegarían a ser desarrollados.
    El primer cohete concebido al efecto estaba basado en el misil R-7, fue denominado Ya-Kh/R-2 y hubiera podido tener 37 m de altura, 3,3 m de diámetro, un peso de 840 Tm, un empuje inicial de 1.266 Tm, y una capacidad de satelización de 40 Tm. Hubiera llevado una primera fase compuesta por 6 aceleradores de, cada uno, 27 m de altura, 110 Tm de peso, de ellas 101,75 Tm de LOX y keroseno, un motor RD-111 y un tiempo de funcionamiento de 2 min 5 seg. La segunda fase habría debido ser de propulsión atómica, con 4 motores que habrían consumido 158 Tm de amoníaco durante 7 min proporcionando 170 Tm de empuje en el vacío, con un peso total de 180 Tm, una longitud de 37 m y un diámetro de 3,3 m.
    Un segundo modelo, cancelado en 1959, se proyectó sobre un misil intercontinental y hubiera podido satelizar 150 Tm. Habría tenido 53 m de altura, 9 m de diámetro, 1.850 Tm de peso y un empuje inicial de 2.989 Tm. La primera fase habría tenido 27 m de altura, 9 m de diámetro, 1.150 Tm de peso, de ellas 1.050 Tm de LOX y Keroseno que habría quemado en 66 motores NK-9 durante 1 min 30 seg proporcionando 3.432 Tm de empuje en el vacío. La segunda etapa habría tenido 26 m de altura, igual diámetro, 700 Tm de peso, de ellas 625 Tm de LOX y Keroseno que se hubieran consumido durante 6 min 40 seg proporcionando 850 Tm de empuje en el vacío gracias a 8 motores.
    También cancelado el proyecto en 1959, los soviéticos concibieron asimismo un cohete de una sola fase de propulsión térmico-atómica llamado YaRD-OKB-456 (ICBM). Hubiera tenido 21 m de altura, 3,3 m de diámetro, 84,4 Tm de peso y un empuje inicial de 128 Tm consumiendo durante 4 min 10 seg unas 78 Tm de amoníaco en 4 motores.
    Otro más cancelado en 1959, fue el proyecto del YaRD-OKB-670 (ICBM), parecido al anterior, también de una sola fase, pero de propulsante amoníaco y alcohol en propulsión atómica. Habría tenido 23 m de altura, igual diámetro al anterior, 96 Tm de peso, de ellas, 8,8 Tm de peso en seco, un tiempo de funcionamiento de casi 6 min, actuando con 4 motores que habrían proporcionado 170 Tm de empuje en el vacío.

R-56
    Cohete de 3 fases concebido hacia 1961 por la URSS sobre los modelos de misiles de Yangel. Como posible misil hubiera tenido 16.000 Km de alcance con una carga de 35 Tm. Habría tenido 44 m de altura, 4 m de diámetro, y pesado 1.165,5 Tm, con un empuje inicial de 1.687,5 Tm. La primera fase habría estado formada por 4 cohetes, cada uno de 24 m de altura, 4 m de diámetro, 222 Tm de peso, de las 204 Tm de Keroseno y RFNA que habrían sido quemadas en 2 min 22 seg por un motor proporcionando 450 Tm de empuje en el vacío. La segunda etapa habría estado formada por 4 cohetes, cada uno de 10 m de altura, 4 m de diámetro, 55,5 Tm de peso, de ellas 50,5 Tm de los mismos propulsantes que habrían sido quemados durante 3 min 25 seg por un motor proporcionando un empuje en el vacío de 80 Tm. La tercera fase habría sido un solo cohete del mismo tipo que los utilizados por la segunda.
    Hacia 1965 se reconfiguró con motores RD-270 de Glushko.

NERVA
    Ya antes del primer satélite artificial, los americanos iniciaron un proyecto de cohetes de propulsión atómica y nuclear. A tal tipo se corresponde el NERVA y sus diversos modelos que nunca llegaron a ser operativos. Fueron, a grandes rasgos, los modelos Helios, estudiados a partir de 1960, los DAC y el RITA C a partir de 1963.
    El Helios tuvo 3 versiones, A, B y C, de respectivamente una capacidad de satelización teórica a 556 Km de altura de 73,4 Tm, 144,6 Tm y 86 Tm. Sus respetivos caracteres serían: 67,1 m, 77,7 m y 85,4 m de altura; 6,7 m, 6,7 m y 8,5 m de diámetro, 353 Tm, 413 Tm y 704 Tm de peso; 578 Tm, 675 Tm y 1.079 Tm de empuje inicial. Las primeras fase serían de respectivamente 4, 5 y 8 motores de LOX y LH y tendrían 10,1 m, 10,1 m y 12,2 m de longitud, 200 Tm, 236 Tm y 395 Tm de peso, tiempo de actuación de 1 min 50 seg aproximadamente en todos e impulsos específicos de 340 seg a nivel de mar. La fase segunda serían las nucleares 12 Gw, 14 Gw y 12 Gw. La 12 Gw sería de 67,1 m de larga, 6,7 m de diámetro, 153 Tm de peso, de ellas 127 Tm de propulsante LH, que serían consumidas en el motor nuclear durante casi 14 min proporcionando 295 Tm de empuje en el vacío. El 14-Gw sería de 77,7 m de larga, 10,1 m de envergadura, 177 Tm de peso, de ellas 148 Tm de propulsante LH que serían gastadas en el motor durante unos 6 min proporcionando 340 Tm de empuje en el vacío. La fase segunda del Helios C sería de 85,4 m de larga, 8,5 m de diámetro, 309 Tm de peso, de las que 255 serían de propulsante LH que se consumiría en casi 6 min proporcionando 590 Tm de empuje en el vacío. El impulso específico sería aquí el elevado de 830 seg.
    Los modelos DAC Helios y DAC Helios ISI, capaces de satelización en una órbita de 325 Km de 454,4 Tm de peso, habrían tenido un coste de más de 100 millones de dólares. Tenían respectivamente los siguientes caracteres generales: Altura de 43,6 y 50,3 m, diámetro común de 24,4 m, peso de 2.730 y 2.403 Tm, empuje inicial de 4.541 y 4.074 Tm. La primera fase de cada uno hubiera sido de 16,2 y 22,9 m de altura, igual diámetro al antes citado, 1.660 y 1.333 Tm de peso, de ellas 1.511 y 1.213 Tm de propulsante LOX y LH, 5.397 y 5.079 Tm de empuje en el vacío, 1 min 53 seg y 1 min 47 seg de tiempo de funcionamiento e impulsos específicos de 345 y 365 seg a nivel de mar; ambos habrían utilizado 4 motores pero con modelos distintos en cada uno. La fase segunda habría sido común de las siguientes características con la salvedad que en el segundo modelo el número de motores sería 4 en vez de 2: altura 27,4 m, diámetro 21,3 m, peso de 1.070 Tm, de ellas 214 Tm de peso en seco, un empuje de 214 Tm en el vacío, propulsantes LOX y LH que quemaría en 2 y 4 motores durante 6 min 32 seg.
    El NERVA RITA C habría sido un cohete único capaz de llevar 454 Tm a una órbita de 325 Km de altura y tendría 50,3 m de altura, 21,3 m de diámetro, 4.399 Tm de peso, de ellas 880 Tm de peso sin los propulsantes LOX y LH, empuje de 9.841 Tm que se lograrían con 4 motores de ciclo mixto e impulso específico de 410 seg a nivel de mar, y un tiempo de funcionamiento de 4 min 45 seg.

    En 1991 se retomó el proyecto NERVA, adaptándolo a la nueva época, y se planeó de nuevo una serie de modelos: NERVA 2, y los Timberwind, base, Centaur y Titan.
    El NERVA 2 se concibe con 47,6 m de altura, 10 m de diámetro, 873 Tm de peso, 1.396 Tm de empuje, un costo estimado inicialmente en cerca de 300 millones de dólares y 2 fases. La primera sería 2 aceleradores Titan con un motor USRM de propulsante sólido, de 33,5 m de altura, 3,2 de diámetro, 357 Tm de peso, de ellas 52 Tm de peso sin propulsante, 771 Tm de empuje en el vacío, 2 min 20 seg de tiempo de funcionamiento e impulso específico de 259 seg a nivel de mar. La segunda fase sería una Nerva 2 NTR con un motor nuclear de LH, de un costo de unos 200 millones de dólares. La misma tendría 47,6 m de altura, 10 m de diámetro, 158,4 Tm de peso, de ellas 131 Tm aproximadamente de propulsante, un empuje de 34 Tm en el vacío y tiempo de actuación de casi 1 hora; el peso del motor NTR es de 8,5 Tm.
    El modelo Timberwind, a desarrollar a partir de 1992, sería de 33,5 m de altura, 8,7 m de diámetro, 884,5 Tm de peso y un empuje inicial de 1.396 Tm. Utilizaría como primera fase los 2 Titan antes vistos en el NERVA 2, y la segunda sería un Timberwind como motor Timberwind 250 nuclear de LH; el número equivale al tonelaje de empuje de la fase. Esta última tendría 30 m de altura, 170 Tm de peso, de ellas 125 Tm de LH, y un empuje en el vacío de 250 Tm, con un tiempo de funcionamiento de algo más de 8 min; el impulso específico sería aquí de 780 seg a nivel de mar.
    El Timberwind Centaur tendría capacidad para satelizar a unos 200 Km de altura una carga de más de 7 Tm. Sus medidas proyectadas son de 52,4 m de altura, 223,6 Tm de peso, 390,4 Tm de empuje inicial y un costo estimado inicialmente en 150 millones de dólares. La primera fase sería un Atlas 2-AR (véase el Atlas 3), y una segunda Timberwind 45 con motor nuclear que tendría 23,9 m de longitud, 4,3 m de diámetro, 28 Tm de peso, de ellas algo más de 20 Tm de propulsante LH, 45 Tm de empuje, un tiempo de funcionamiento de 7 min 29 seg e impulso específico de 890 seg.
    El modelo Timberwind Titan es de una capacidad de satelización en órbita baja de unas 50 Tm y su costo se estima en principio en cerca de los 200 millones de dólares. Sus características son: altura 45,5 m, diámetro 6,1 m, peso 824,5 Tm, empuje inicial 1.396 Tm. Utiliza como primera fase, o mejor como aceleradores, a 2 Titan vistos en el primer modelo Timberwind y NERVA 2, en tanto que la segunda fase es una Timberwind 75 de 45,5 m de longitud, 6,1 m de diámetro, 110 Tm de peso, de las que 81,5 Tm son de propulsante LH para consumir en 3 motores que proporcionarían cada uno 75 Tm de empuje (225 Tm en total) en el vacío durante casi 6 min con impulso específico de 890 seg.

MARTLET 4
    Proyecto canadiense para desarrollar en 1964 un cohete de bajo costo sobre los modelos Martlet 1, 2 y 3, lanzadores de vuelos suborbitales. Fue una propuesta de Gerald Bull y, apoyado por Irak, como resultado de la Guerra del Golfo a principios de los 90 un prototipo fue destruido. De 3 fases, todas de propulsante sólido, 30 cm de diámetro y un tiempo sucesivo de actuación de 20 seg, estaría asistido de un booster de 36,6 m de altura, 40 cm de diámetro y 27,3 Tm de peso. La fase primera tendría 570 Kg de peso y un empuje de 6,9 Tm en el vacío. La segunda pesaría 175 Kg y su empuje sería de 2,1 Tm en el vacío; su longitud sería de 4 m. La tercera, de 1 m de altura, habría pesado 45 Kg y su empuje sería de 550 Kg en el vacío.

UR-700
    Proyecto de cohete de la URSS, estudiado en la primera mitad de los años 60 por Chelomei para un vuelo directo al suelo de la Luna. El proyecto fue cancelado el 31 de octubre de 1964. El cohete habría tenido 4 fases, 108,3 m de altura, 15,3 m de diámetro, 4.740 Tm de peso (solo el cohete), y un empuje al partir de 5.935,87 Tm. La capacidad de satelización habría sido de 150 Tm en órbita de 185 Km de altura y podría haber enviado 50 Tm a la Luna. Tenía cierto parangón con el Saturn 5 americano. Todas las fases habrían usado como propulsantes UDMH y tetróxido de nitrógeno. La primera fase habría sido de 46 m de altura, 24,9 m de envergadura y diámetro de 15,3 m, 3.090 Tm de peso, de ellas 2.890 Tm de propulsantes que habría quemado durante 2 min 35 seg en 8 motores 8D420 de 3,3 m de diámetro, 4,9 m de altura y 4,47 Tm de peso. La segunda etapa habría tenido 39 m de altura, 8,3 m de diámetro, 1.240 Tm de peso, de ellas 1.160 Tm de propulsantes que habría quemado durante 3 min 50 seg en 2 motores del mismo modelo que la primera fase proporcionando un empuje en el vacío de 2.058 Tm. La tercera etapa sería de 17 m de altura, 7,4 m de diámetro, 310 Tm de peso, de las que 290 Tm serían de propulsante que habría sido quemado durante 2 min 10 seg en 4 motores 11D48 proporcionando un empuje de 711,73 Tm en el vacío. La cuarta fase habría tenido 6,3 m de altura, 4,2 m de diámetro, 100 Tm de peso, de ellas 92 Tm de propulsantes que habría quemado durante 2 min 5 seg en 4 motores 8D411K proporcionando un empuje de 244,65 Tm.

UR-700M
    Proyecto de cohete de la URSS para el vuelo tripulado a Marte que no pasó de los estudios iniciales al tiempo del UR-700.

LCLV
    Proyecto USA estudiado en 1968 para realizar un gran vehículo lanzador de bajo costo (LCLV), que habría venido a salir por 40 millones de dólares. Se trató de un proyecto de la USAF para un cohete que debió tener 80,5 m de altura, 12,2 m de diámetro, 4.212,9 Tm de peso y un empuje inicial de 5.274,4 Tm. Los propulsantes a utilizar en sus 3 fases deberían haber sido UDMH y tetróxido de nitrógeno. La primera etapa debería haber tenido 39,3 m de altura, 3.253,2 Tm de peso, de ellas 396 Tm de peso en seco y el resto propulsante que habría quemado en un motor durante 2 min 10 seg. La segunda fase sería de 25,9 m de altura, 9,2 m de diámetro, 798,4 Tm de peso, de las que 95 Tm serían de peso en seco y el resto propulsante que habría quemado en un motor durante 3 min 30 seg proporcionando 998,6 Tm de empuje en el vacío. La fase tercera habría tenido 15,2 m de altura, 5,8 m de diámetro, 161,3 Tm de peso, de ellas 19,5 Tm de peso en seco, siendo el resto propulsante que habría quemado en un motor durante 3 min 30 seg proporcionando 206,8 Tm de empuje.

VULKAN
    Fue el cohete de la URSS pensado por Glushko para suceder al fracasado N-1 lunar. Se desarrolló su diseño entre 1974 y 1976, momento en el que fue cancelado, aprovechando no obstante sus caracteres para el cohete Energía.
    Hubiera tenido 68,5 m de altura, 7,8 m de diámetro, 3.072 Tm de peso y 5.030 Tm de empuje. Su primera fase habría sido el Vulkan 1, de 52 m de altura, 7,8 m de diámetro, 800 Tm de peso, de las que el 90 % serían propulsante LOX y LH que quemarían en 4 motores 11D122 durante 7 min; el impulso específico habría sido de 351 seg a nivel de mar. El empuje sería de 760 Tm en el vacío. La fase iría ayudada de 6 boosters con otros tantos motores del mismo tipo, y su altura sería 39 m, su diámetro 3,9 m, su peso 355 Tm, de las que el 90 % eran los mismos propulsantes, y un empuje en el vacío de 804,6 Tm, con un tiempo de funcionamiento de 5 min 9 seg; el impulso específico sería de 309 seg. La segunda etapa sería el Vulkan Block V de 16,5 m de longitud, 6,7 m de diámetro, 142 Tm de peso, 15 Tm de ellas de peso en seco, y un empuje de 42 Tm en el vacío; el tiempo de funcionamiento sería de algo más de 22 min, el impulso específico de 460 seg y usaría un motor 11D57M que hubiera quemado también LOX y LH.

OTRAG
    Proyecto de lanzador alemán para satelizar cargas de 10 Tm en órbita baja de 185 Km de altura desde una base en el Zaire. Con fondos libios y con destino a lanzamientos también de cohetes sonda y construcción de misiles, el proyecto se perfiló en los años 70 pensando en satelizaciones a partir de 1980 con el bajo precio de casi 52 millones de dólares. Características del cohete perfilado: fases 4, altura 26,5 m, diámetro 1,2 m, peso 2.266,8 Tm, empuje inicial 2.620 Tm. Cada fase estaría integrada por distinta cantidad de cohetes del modelo base de cohete menor de keroseno y WFNA, de la altura y diámetro indicados, de 3.627 Kg de peso, de ellos 544 de peso en seco, un tiempo de funcionamiento de 2 min 6 seg y empuje de 5,98 Tm. La primera fase estaría integrada por nada menos que 456 cohetes de estos, la segunda por 114, la tercera por 48 y la cuarta por 7.

RSA-3 y 4
    Proyecto de lanzador de satélites de Sudáfrica desarrollado a partir de finales de los años 70 con ayuda israelí y aplicación de la tecnología de su misil Jericó y lanzador Shavit. Se quería con el mismo satelizar cargas de 330 Kg en órbita de 210 Km de altura y 41º de inclinación. Como misil podría haber llevado carga similar a cualquier parte del mundo, mayor cuando más cerca. Comercialmente no resultaba rentable y en 1994 el proyecto fue cancelado sin llegar a ser operativo. Se proyectaron 2 modelos, el RSA-3 y el RSA-4.
     El desarrollo del RSA-3 implicó en torno a unas 60 empresas, tanto estatales como privadas, y se hizo en Grabouw, Houteq, y en Bredasdorp, Overberg, dando trabajo a unas 1.400 personas. El motor del cohete fue probado en Rooi Els. De 3 fases, en total medía 12,4 m de altura, 1,3 de diámetro, pesaba 23,23 Tm y su empuje al partir era de 42,08 Tm. Dado que es igual al Shavit de Israel, véase éste.
    El RSA-4 se diseñó sobre el anterior con la intención de satelizar cargas de hasta 780 Kg en órbita de 210 Km de altura. No llegó a ser probado y el proyecto se canceló en 1994. Habría podido ser de las siguientes características: 3 fases, altura 17 m, diámetro 1,9 m, peso 51,25 Tm, y empuje inicial de 140,27 Tm. Primera fase: altura 8,5 m, diámetro 1,9 m, peso 34 Tm, de ellas 30,8 de propulsante sólido, tiempo de funcionamiento 52 seg y empuje en el vacío de 155 Tm. Segunda fase: altura 6,4 m, diámetro 1,3 m, peso 15,2 Tm, de ellas 13,03 de propulsante sólido, tiempo de funcionamiento 52 seg y empuje en el vacío de 69 Tm. Tercera fase: altura 2,1 m, diámetro 1,3 m, peso 2.048 Kg, de ellos 1.978 de propulsante sólido, tiempo de funcionamiento 1 min 34 seg y empuje en el vacío de 6 Tm.

ALS Y NLS
    Con motivo del proyecto SDI, conocido como “la guerra de las galaxias”, del presidente americano R. Reagan, la USAF proyectó en los años 80 algunos cohetes para el lanzamiento de los satélites necesarios.
    Para el primero, ALS, se gastaron 5 millones de dólares para que 7 empresas hicieran los estudios al respecto a mediados de 1987. Se consideró al efecto el uso de las más modernas tecnologías y materiales, y el carácter reutilizable en gran medida del modelo. Su capacidad habría de ser suficiente para satelizar cargas de de hasta 90 Tm y su coste habría sido de 141 millones de dólares. En 1989 el proyecto fue abandonado.
    El ALS debió haber tenido 2 fases, 60 m de altura, 8,7 m de diámetro, 2.340 Tm de peso y un empuje al partir de 2.394,5 Tm. La primera fase habrían sido dos cohetes o boosters, cada uno de la altura y diámetro citados, un peso de 780 Tm, de ellas 720 de LOX y LH que habría quemado durante 3 min 15 seg en 6 motores STME proporcionando 1.578,23 Tm en el vacío; el impulso específico sería de 330 seg. La segunda etapa habría sido otro cohete igual al citado.
    Al abandonar el proyecto anterior de concibió otro llamado NLS, retomando ideas de los años 50 sobre misiles. El nuevo cohete, cuyo proyecto fue abandonado en 1991, debió de haber costado 89 millones de dólares y ser capaz de satelizar cargas de 45 Tm como máximo en órbitas de 400 Km de altura. Se hubieran creado 3 modelos de este cohete, siendo la versión básica de 52 m de altura, 8,7 m de diámetro y 851,73 Tm de peso. La primera fase habría sido un acelerador de 9 m de altura, 8,7 m de diámetro, 36 Tm de peso, con 4 motores STME que habrían quemado propulsante llevado en la fase restante durante 1 min 40 seg. La fase principal sería de la altura y diámetro indicados para todo el cohete, con un peso total de 815,73 Tm, de las que 771 Tm serían de LOX y LH que se quemarían, además de en el acelerador anterior, en 2 motores STME durante 5 min 50 seg proporcionando un empuje de 730 Tm en el vacío; el impulso específico sería de 360 seg.
    Por parte de la USAF y la NASA, también se estudió en 1991 un modelo NLS-HLV de una sola fase, que hubiera podido tener 52 m de altura, 8,7 m de diámetro y un peso total de 833,73 Tm, de las 771 Tm serían de LOX y LH que habría quemado en 4 motores STME durante 3 min 41 seg proporcionando un empuje de 1.202,35 Tm; el impulso específico sería de 360 seg a nivel de mar. Su costo podría haber sido de 59 millones de dólares.

AQUILA
    Proyecto de cohete USA de 1988, también llamado Industrial Vehicle, con el que se pretendía satelizar cargas de casi 2 Tm en órbita baja con un costo unitario de 19 millones de dólares. El cohete habría tenido 58,5 m de altura, 1,8 m de diámetro, 589 Tm de peso total y un empuje al partir de 1.135,6 Tm. Habría llevado 3 fases, siendo asistida la primera con 12 boosters, que son en realidad el mismo cohete que las otras fases. Este tipo de cohete, que se repite en todas las fases, habría sido un modelo de aproximadamente unos 19,5 m de altura, 31 Tm de peso, 5,9 Tm de peso sin propulsante, un tiempo de funcionamiento de 1 min 15 seg y un empuje en el vacío de casi 95 Tm.

LIBERTY
    Proyecto USA de 1988 para crear un lanzador comercial privado con el bajo costo previsto de solo 2 millones de dólares. Habría tenido 2 fases con algo más de 14 m de altura, 1,6 m de diámetro, 19,2 Tm de peso y un empuje al partir de 21,3 Tm. La primera fase habría tenido 10,2 m de altura, 1,6 m de diámetro, 17 Tm de peso, de las que 14,76 Tm serían de LOX y Keroseno que se quemarían en un motor durante 2 min 37 seg proporcionando un empuje de 25 Tm en el vacío. La fase segunda habría tenido 4 m de longitud, 1,4 m de diámetro, 2,2 Tm de peso, de ellas 2 Tm de monometilhidracina y tetróxido de nitrógeno que se quemarían en un motor durante 3 min 20 seg proporcionando un empuje de 1,8 Tm.

BURLAK
    Se trata de un proyecto de RUSIA de cohete lanzador de satélites al modo del Pegasus, desde un avión en vuelo. Se planeó en 1992 posiblemente sobre la base planteada de un misil secreto antisatélite. El cohete se lanzaría desde un bombardero Tupolev 160 en vuelo a 13,5 Km de altura volando a Mach 1,7. También fue estudiado por los alemanes entre 1992 y 1994 para un posible uso con el Concorde francés y se estimó su costo de desarrollo en 50 millones de marcos.
    El cohete sería de 17,4 Tm de peso total, 1,6 m de diámetro y 16 m de longitud, capaz de llevar una carga útil de 1,1 Tm a una órbita de 200 Km de altura, o bien 550 Kg a una órbita polar de 1.000 Km de altura. Tendría 2 fases, siendo la primera de 18 Tm de peso, 1,8 Tm de peso en seco, 10,5 m de longitud, 1,6 m de diámetro y 30 cm más en envergadura, 36,5 Tm de empuje con un motor que actuaría durante 2 min 20 seg consumiendo UDMH y N2O4; su impulso específico sería de 320 seg. La segunda fase sería de 9,4 Tm de peso, 5,5 m de longitud, 1,6 m de diámetro, de 10 Tm de empuje en el vacío, de iguales propulsantes, y cuyo motor funcionaría durante 4 min 35 seg; su impulso específico sería de 230 seg.

SEA HORSE
    Proyecto USA de cohete estudiado en 1992, también llamado Truax Volksrocket, para el lanzamiento de bajo costo desde el mar y satelización de unas 20 Tm de carga útil en órbita baja; el costo unitario previsto entonces sería de 20 millones de dólares. Características: altura 25,9 m, diámetro 3 m, peso 55 Tm y empuje de 67,54 Tm. Primera fase: altura 15,9 m, diámetro 3 m, peso 40 Tm, peso en seco 5 Tm, propulsantes 35 Tm de LOX y keroseno, tiempo de funcionamiento 2 min 8 seg, un motor y empuje de 77 Tm en el vacío. Fase segunda: altura 10 m, diámetro 3 m, peso 15 Tm, peso en seco 2 Tm, propulsantes 13 Tm de LOX y LH, tiempo de funcionamiento 6 min 3 seg, un motor y empuje de 15 Tm en el vacío.

CAPRICORNIO
    A principios de los 90, España con su organización INTA trabaja en el cohete Capricornio de 3 fases para satelización de ingenios de hasta 125 Kg de peso a partir de 1996; pero hacia tal año la fecha del primer lanzamiento se fijó para el 2.000. El techo orbital sería de unos 600 Km con 100 Kg de carga como máximo y también sería posible satelizar 50 Kg en órbita polar de 500 Km de altura.
    La altura del cohete planificada es de 18,25 m, el diámetro de 1 m, y el peso de unas 14 Tm. La tercera fase es de propulsante líquido y las dos primeras de sólido. Se pensó en utilizar algunas partes del misil argentino Cóndor II para el mismo; en concreto y principalmente, el propulsante sólido y toberas móviles. La primera fase tendría un motor americano de la Thiokol Castor 4-B de 9 m de longitud y 1 m de diámetro, cargada de 11,5 Tm de propulsante sólido consumible en 56 seg y de un empuje de 433 kilonewton. La segunda fase es un Rigel español que gastaría 1,7 Tm de propulsante en una cámara de combustión de fibra de carbono, y una tercera Star 30 americana para funcionar por encima de los 120 Km en el lanzamiento. La entrega de los Castor americanos se realizaría a partir del otoño de 1999 con 2 unidades. Pero también en se contempló en 1995 la sustitución del motor Castor por un Zefiro italiano de la compañía BPD; asimismo se pensó en cambiar la Star por un Iris italiano. La compra de 2 Castor 4-B de propulsante sólido al INTA fue autorizada en diciembre de 1997 por el gobierno norteamericano que debían ser entregados a finales de 1999.
    El presupuesto inicial para el desarrollo del lanzador es de 3.000 millones de pesetas. Algunos de sus sistemas se probaron con el INTA 300-B y el INTA-200, así como posteriormente con el INTA-600 con el que se esperaba probar la etapa Rigel a escala. También se preveía la compra de una primera fase, llamada Argo, a los Estados Unidos por 120 millones de pesetas en 1996 para pruebas. Para participar en el Capricornio se formó un consorcio de empresas españolas al que concurrieron con el INTA Explosivos Españoles, Explosivos Alaveses, CESELSA y CESA.
    En el segundo lustro de los 90, trabajando en el desarrollo del Capricornio se creó el prototipo ARGO que llevaba dos motores, un Mizar y un Deneb, previstos para la segunda y tercera fases.
    Finalmente, en 1998, cuando se llevaban gastados 6.500 millones de pesetas el proyecto Capricornio fue cancelado.
            
BA-2
    Tras no construir la versión primera BA-1, la empresa americana Beal Aeroespace Technologies decidió desarrollar un lanzador en los años 90 de tipo comercial para llevar a una órbita geoestacionaria cargas de hasta 5 Tm a partir de 2002.
    El cohete es de 3 etapas de propulsante líquido, inicialmente pensado para lanzar desde la isla caribeña Sombrero, y en su diseño se incluye la abundancia de uso de materiales poco pesados y económicos como la fibra de carbono y epoxi, con especiales tanques de propulsante. Este último se integraría por queroseno Jet A y peróxido de hidrógeno y sería quemado en un potente motor de gran tamaño; el peróxido de hidrógeno resulta más manejable y precisa de menos equipamiento para su almacenamiento que el hidrógeno líquido. Tiene una altura total considerable, de entre 69 y 72 m, un diámetro de 6,2 m, y su capacidad le permite llevar cargas de hasta 5,9 Tm a una órbita geoestacionaria o 17 Tm a una órbita baja. El motor de la primera fase es de una potencia doble al F-1 del Saturn 5 y resulta a su aparición el más potente del mundo con sus 367 Tm de empuje. La segunda etapa es una BA-810 de keroseno y peróxido de hidrógeno. El empuje total al partir sería de 700 Tm y su peso de 500 Tm.
    El primer ensayo del motor fue realizado el 27 de mayo de 1998 con éxito. Entonces la previsión calcula el primer disparo para 1999, si bien luego sería más tarde. En este año la compañía citada entabló conversaciones para utilizar las instalaciones de Cabo Cañaveral en el lanzamiento del BA-2. El 4 de marzo de 2000 se hizo la tercera prueba de 21 seg del motor BA-810 de la segunda fase del cohete en McGregor, Texas. Entonces, el proyecto preveía el primer lanzamiento para 2004.
    En OCTUBRE de 2000 la compañía anunciaba de forma inesperada la suspensión del desarrollo del cohete. Apuntaba la falta de rentabilidad frente a los cohetes comerciales ya existentes, los que recibían subvenciones de organismos públicos.

                    =
PROYECTOS RECIENTES SIN CONCLUIR

    Existen varios cohetes en desarrollo más reciente que están inconclusos por diversas causas, algunos abandonados o a la espera de nuevos impulsos. Entre ellos destacan los que siguen.
    Un proyecto abortado, no citado más abajo, de la compañía Space Services, que hubiera podido dar lugar al primer cohete espacial privado de bajo coste, se fue al traste en Isla Matagorda, Texas el 5 de AGOSTO de 1981 cuando el cohete Percheron explotó en el lanzamiento, a los 5 seg del encendido por un fallo de una válvula de LOX que no se abrió; el cohete medía 15 m de altura y 1 m de diámetro y costó 100 millones de dólares.

                                            -
DOLPHIN

    El cohete Dolphin (delfín) de la empresa Starstruck se concibió para tener 7,84 Tm de peso y 15,6 Tm de empuje. La capacidad teórica sería para llevar 747 Kg a una órbita geoestacionaria. La empresa Starstruck Inc planificó el disparo de tal modelo en el mar, a unos 240 Km al sudoeste de San Diego; el lanzamiento marítimo pretendía evitar gastos burocráticos y de seguridad que se precisan en tierra. La citada empresa pretendía entonces lanzar satélites a bajo costo, por tan solo unos 20.000.000 $, a un precio muy inferior al hasta entonces fijado en los tradicionales disparos.
    Tal cohete utiliza un sistema de propulsión híbrido de alta seguridad, con combustible sólido polibutadieno y epoxy, con oxígeno, con activación por un quemador de butano y trietilo de aluminio que elevan respectivamente la presión en el tanque de oxígeno hasta los 149 Kg por cada 6,5 cm^2, y encienden la superficie del combustible a quemar. Las primeras pruebas de este motor se realizaron en Nevada desde 1982. La previsión de la compañía fijaba la recuperación de todas las partes posibles del cohete para, una vez rehabilitadas, volver a usarlas. La prueba de este cohete se fijó para el segundo lustro de los 80. Tras una prueba a mediados de 1984, la falta de fondos hizo que el proyecto fuera cancelado.

                                           -
ECLIPSE

    Se trata de un sistema de lanzamiento de pequeñas cargas comerciales parecido al citado Pegasus. Es una nave tripulada reutilizable parcialmente, y por tanto recuperable, para lanzar sobre los 12 Km de altura desde un avión. El ingenio es parecido a un reactor Concorde, reducido a escala en tamaño, que, soltado sobre lomos de un Jumbo 747, asciende entonces hasta los 122 Km de altitud donde suelta una fase o fases de cohete con la carga útil. Mientras estos últimos siguen su ascenso, el Eclipse regresa ya a la Tierra sin alcanzar órbita alguna y planea hasta aterrizar. El modelo llamado Eclipse E-100 Astroliner utiliza un motor cohete ruso NK-33, pensado en su momento para el cohete lunar N-1. Como fase superior dispone de 2 motores Thiokol Star de propulsante sólido.
    Pertenece a la compañía Kelly Space and Techonology Inc y es desarrollado en la segunda mitad de los 90. Los vuelos de prueba se realizan con el apoyo de un avión facilitado por la Fuerza Aérea sobre la base Edwards.
    El sistema permite abaratar costos de lanzamiento de hasta un 50 % y tiene la ventaja, como el Pegasus, de poder hacer los disparos desde cualquier parte del mundo.
    El primer contrato del sistema fue para el lanzamiento 20 satélites Iridium de la Motorola en 1999.

                                            -
EELV

    El EELV, o vehículo de lanzamiento evolucionado no reutilizable, es un cohete de bajo costo de la USAF. Se invirtieron para su desarrollo unos 1.600 millones de dólares a partir de 1997 y el diseño y construcción del mismo fueron adjudicados ambos a las empresas Boeing y Lockheed Martin. Ver el Delta 4.

                                           -
K-1

    El K-1 es un cohete reutilizable de 2 fases creado por la empresa Kistler Aerospace Corp., y construido mediante contrato de 145.000.000 $ en enero de 1998 por la compañía Northrop Grumman, pensando en su uso para lanzamientos de cargas comerciales desde una base australiana; principalmente se pensaba lanzar los satélites Iridium de comunicaciones. A tal efecto tal empresa compró 58 motores rusos NK-33, concebidos inicialmente para el N-1 lunar soviético, e importado por la compañía GenCorp; el citado motor es de empuje variable. También se compraron 18 motores NK-43 del mismo cohete, siendo todos ellos modificados y actualizados en partes como válvulas, generadores, etc. La primera fase LAP es recuperable por medio de 6 grandes paracaídas y también la segunda. La capacidad de reutilización del sistema es de hasta 100 disparos. El desarrollo del proyecto, tras diseño de 1994-1995, se inicia en 1996 y asciende en costo a unos 500 millones de dólares y el costo unitario calculado inicialmente para cada cohete es de 17 millones de dólares.
    Su capacidad es para satelizar unas 4,5 Tm a 185 Km de altura. El cohete mide 36,9 m de altura, 6,7 m de diámetro, y pesa 382 Tm en total. El empuje es de 460,3 Tm al partir. Dado su carácter reutilizable se pensó en un principio que podría ser vuelto a utilizar tras un vuelo si fuera necesario a las 2 o 3 semanas.
    La primera etapa LAP es de 18,4 m de altura, 6,7 m de diámetro, 250 Tm de peso, de ellas 31 Tm de peso en seco, y el resto propulsante LOX y Keroseno que quemaba en 3 motores NK-33, 514,9 Tm de empuje en el vacío, 2 min 19 seg de funcionamiento e impulso específico de 297 seg. La fase, cuyo costo se estimó inicialmente en 10 millones de dólares, fue desarrollada en 1997. El tipo de motor NK-33, o 11D111, fue puesto en servicio en 1974 por la URSS y tenía un peso de 1.247 Kg y medía 3,7 m de altura y 30 cm de diámetro.
    La fase segunda tiene de 23,6 m de altura, 4,3 m de diámetro, 131 Tm de peso, de ellas 13,1 Tm de peso en seco, y el resto propulsante LOX y Keroseno que quema en un motor NK-43 o 11D112, 178,96 Tm de empuje en el vacío, 3 min 53 seg de funcionamiento e impulso específico de 246 seg. La fase, cuyo costo se estimó inicialmente en 7 millones de dólares, fue desarrollada también en 1997. El tipo de motor NK-43, o 11D112, fue puesto en servicio en 1974 por la URSS y tenía un peso de 1.345 Kg y medía 90 cm de diámetro.
    El primer disparo se fijó para finales de 1998, pero la crisis financiera entonces en Asia paralizó a partir de julio de tal año las obras e instalaciones previstas en Australia, en Woomera.
    Mediado el año 2000, se tenían previstos ya 3 disparos del K-1 en 2002 y las perspectivas eran de mover un volumen de negocio de 1.700 millones de dólares durante 12 años. Pero hubo problema económico y solo en 2006, cuando la NASA eligió al cohete para el programa COTS, se pudo seguir con el desarrollo del vector.

                                      -
USA/ISRAEL. LK-1

    Lanzador creado a raíz de la firma en 1998 por las empresas israelí Israel Aircraft Industries y la norteamericana Coleman Research. Tiene solo potencia para la satelización de pequeñas cargas de tipo comercial y deriva del cohete israelí Shavit.
    Se habilitó la rampa 46 de Cabo Cañaveral en Florida y en Wallops Island para su lanzamiento.

                                    -
COHETES DE LA MICROCOSM.

    La compañía Microcosm buscaba un lanzador barato y seguro, trabajando para la USAF y el BMDO, y así se creó el Scorpius. El cohete lleva una primera fase SR-S y usa keroseno y LOX.
    En su desarrollo se probó en vuelo suborbital hasta unos 20 Km de altura desde White Sands en mayo de 1998 con su primera fase. Las siguientes pruebas, en el mismo año, se realizarían con el modelo SR-1 de una fase y 3 motores, y el SR-2 de dos etapas.
    Las versiones posteriores planificadas fueron la llamada Liberty Light Lift, que pretendía satelizar 1 Tm en una órbita de baja altura. Una segunda más, la Exodus Medim Lift, buscaba la puesta en órbita de 6 Tm. Y con una tercera, la Space Freighter, se quería satelizar una carga de 20 Tm; este cohete se quería que no costara más de 25.000.000 de dólares.

                                    -
ENTERPRISE

    Cohete comercial de la empresa Space America Inc. de 3 fases de propulsante líquido del que se proyectan a finales de los 90 cuatro modelos de los que el primero, el Enterprise 1, se programó para ser disparado a finales de 2001.
    El Enterprise 4 debía tener su bautismo en marzo de 2003 según los planes iniciales. Su capacidad de satelización debía de ser de 4,5 Tm hacia una trayectoria geoestacionaria.
    Para la base de disparo se eligió Wallops Island.

                                    -
RASCAL

    Proyecto de cohete del DARPA para la satelización de pequeñas cargas, principalmente militares, con una primera fase reutilizable. Tal fase de cohete debería responder a la posibilidad de su relanzamiento en el plazo de un día. La carga posible a llevar es de 75 Kg hasta una órbita de 500 Km de altitud con un costo por misión de 750.000$ como máximo. Los estudios previos se contrataron a 6 empresas en 2002, bajo plazo de 9 meses, y el vector debía estar disponible, según estos planes iniciales, en 2006. En marzo de 2003 se eligió a la compañía Space Launch Co. para un estudio de más calado de 1,5 años.

                                    -
NLV

    Pequeño cohete lanzador de nanosatélites de menos de 10 Kg de peso de la empresa GSC, la Universidad del Estado de California en Long Beach (SCULB) y el CALVEIN. Su primera fase, denominada Prospector 5, fue ensayada con éxito el 4 de diciembre de 2004 en el área californiana de pruebas de Mojave. Tal fase lleva como propulsantes LOX y etanol.
    El siguiente modelo de ensayo Prospector 6 fue probado con éxito el 21 de mayo de 2005 en Mojave, llegando a una altitud de 900 m como fase única, y siendo recuperado tras descender en paracaídas.

                                    -
RAPTOR

    Familia de lanzadores espaciales, inicialmente de 2, de la USAF, con desarrollo de los mismos encargado a la empresa la OSC. Definidos operativamente como de lanzamiento rápido, se diseñaron para ser disparados desde un avión en vuelo, como el Pegasus.
    El Raptor 1 es de 3 fases de propulsante sólido y lleva alas. El modelo 2, previsto llevar en un avión C-17 de la USAF, ha de ser liberado de este último por un sistema de paracaídas.

                                    - 
NEW GLENN

    El proyecto más reciente (2016) de cohete americano es el de la empresa Blue Origin; y también el más importante por la envergadura del mismo y su potencia. Recibe su nombre del  primer astronauta orbital americano, John Glenn, como homenaje al mismo. Con una altura inicial sobre plano de 95 m y 7 m de diámetro, es el que más se acerca al Saturn V de los Apollo. De 3 etapas, su primera fase, que se concibe para ser recuperable, regresando a tierra tras su actuación para aterrizar de modo vertical, llevará 7 motores BE-4 que consumen LOX y metano líquido. Su empuje está en torno a los 1.750 Tm de empuje y podrá satelizar en órbita baja cerca de las 50 Tm.
    Su anuncio se realiza por el creador de la citada compañía, Jeff Bezos, el 12 de septiembre de 2016, pero el proyecto se había iniciado en 2012 con los primeros estudios. Los objetivos o misiones posibles del lanzador son el transporte de satélites y naves tripuladas. Su puesta en servicio se prevé en tal 2016 para 2020. Además se piensa disponer de versión menor menor, de dos fases y 82 m de altura.

    > OTROS MEDIOS IMPULSORES. OTRAS TÉCNICAS.
   
    Pero además de los cohetes (de propulsante químico, iónico, atómico y nuclear) existen otros sistemas, como el de presión del viento solar, al que nos referimos en la parte de este capítulo dedicado al futuro de las sondas automáticas planetarias. Este sistema se basa en el ínfimo pero continuo impulso que proporciona el viento solar sobre una superficie reflectante dada. Aunque como se indica es de poco impulso, la constante presión, para vuelos sin prisa, podría resultar efectiva. En el entorno terrestre la presión es superior que a mayor lejanía del Sol, y se calcula en 8 gramos de fuerza con un área expuesta de 100 m^2. La superficie reflectante, cuanto más mejor, ha de ser además lo más ligera posible y estar debidamente orientada.
    También se ha contemplado el uso de un fuerte campo magnético, a modo de magnetosfera sobre un satélite creando una burbuja magnética sobre la que el viento solar ejercería presión, para desplazamientos por el Sistema Solar. A este respecto, el 17 de agosto de 1999 científicos americanos daban a conocer los preparativos del sistema M2P2, propulsión minimagnetosférica de plasma, que aprovecha el viento solar en una cámara de plasma, produciendo un campo ETM. Con este sistema, que generaría un potente campo magnético, los investigadores anunciaban entonces que sería posible alcanzar los 288.000 Km/h en un recorrido de 6.900.000 Km con una carga de 136 Kg. Se utilizarían solo 3 Kg de helio como combustible. Se supone que el viento solar empujaría la burbuja, calculada posible en 15 Km de diámetro con una fuerza de al rededor de los 2 newtons, de tal modo que, desde la posición de nuestro planeta, un ingenio de 200 Kg lograría en 3 meses una velocidad de 80 Km/seg. Pero el mantenimiento de ese campo precisa 1 kW diario de energía.

    Otro sistema no citado en cohetes es el del uso del láser, propuesto por el Centro del DLR alemán en Stoccarda. Un prototipo de éste, de dióxido de carbono de 10 kW, proyectado sobre la base de un pequeño cohete hizo que este último en 1997 se elevara 2 m en altura; posteriormente un modelo de 25 gramos y 15 cm de diámetro llamado Lifhtcraft se elevó hasta 28 m. El calor generado por el láser hizo que el aire del interior, de hasta 10.000ºC, se expeliera por la tobera del cohete a modo de chorro de gas de los tradicionales. De tal modo, el propio aire es el propulsante del sistema; a mayor altura se utiliza como combustible hidrógeno. El siguiente prototipo se concibe de 5 m de diámetro y una capacidad para 4 personas. El aparato láser se pensaba colocar en el espacio y utilizar la captación de la energía solar para su alimentación. Se calculó que con un láser de 1 gigavatio se podía elevar una pequeña carga a una órbita baja. Incluso el optimismo ha llevado a asegurar que con un emisor de 1 Km de diámetro y 20 gigavatios se podría elevar la nave, que tendría forma de globo o plato, hasta la Luna. La economía del sistema se presumió lo suficiente como para poner en marcha la comprobación de tal tecnología.
    El 2 de octubre de 2000, en White Sands, la empresa Lightcarft Tecnologies hizo que un ingenio a reacción de 50 gramos de peso y 12 cm tan solo de diámetro se elevara durante 13 seg hasta 71 m con este citado sistema láser. Se utilizó para ello un láser de dióxido de carbono de 10 kW de potencia. El éxito animó a preparar pruebas de mayor entidad.

    Para llevar satélites al espacio también se contemplan sistemas mixtos como los aviones con cohetes, no ya como el sistema Pegaso, ya en uso, sino otros proyectados como el Bantam-X. Este proyecto de la NASA, en el que se aceptó el diseño propuesto por la empresa USA Piooner Rocketplane, pretende que cada lanzamiento no supere los gastos de 1 millón de dólares. El sistema utiliza un avión espacial que se inserta en una trayectoria suborbital y suelta una última fase tradicional de cohete con la carga útil para luego regresar aterrizando como un vulgar avión.
    Por su parte, los rusos de la empresa Molniya decide en 1998 desarrollar un sistema de minitransbordador basado en un modelo a escala del antiguo Buran para lanzamiento de cargas comerciales. Se trata del proyecto MAKS de la NPO Molniya y el lanzamiento del mismo tendría lugar desde el lomo de un avión Antonov. De tal modo se pretende la reducción del precio del disparo a una décima parte. La carga útil posible sería de 9 Tm como máximo. Para financiar el proyecto la citada empresa pensaba poner a la venta el 34 % de sus acciones. El plan inicial MAKS concebía un pequeño avión sideral de 19,3 m de longitud y 27 Tm de peso, de ellas 8,3 de carga útil (incluidos 2 tripulantes), que debía ser llevado por el Antonov 225 Mriya hasta los 9 Km de altitud con un tanque de propulsante de 248 Tm de peso, 32 m de longitud y 6 m de diámetro.
    Los aviones espaciales, pensados para vuelos tripulados, también tienen pues aplicaciones como sistema de lanzamiento de ingenios no tripulados. Nos referimos a ellos un poco más en el capítulo del futuro de los vuelos tripulados.

    Por otra parte, en el futuro para diversas fases de los vuelos, como los lanzamientos desde satélites naturales como la Luna, se pueden usar otro tipo de sistemas distintos al cohete. Se tienen que dar las dos condiciones más comunes a la mayoría de estos cuerpos, que son la baja o muy baja gravedad y la ausencia de una atmósfera. Es así posible utilizar sistemas sin configuración aerodinámica, salvo en la parte que haya de regresar a la Tierra. Así, tal baja gravedad y la ausencia de atmósfera, han dado pié al estudio de un sistema impulsor, pensado inicialmente para la Luna, pero extensivo a otros satélites, basado en una especie de rampa de aceleración magnética de 160 m de longitud (proyecto Mass Driver 3). Un estudio al respecto de la Universidad de Princeton, junto al Instituto de Estudios Espaciales, ha proyectado un sistema que lograría 1.800 ges de aceleración. La electricidad sería conseguida con paneles solares, siendo necesarios 11 megavatios, y el instrumental impulsor propiamente dicho pesaría 200 Tm con lo que sería posible sacar de la gravedad lunar 100 Kg con una aceleración de 130 ges, insoportable para seres humanos y animales, pero no para una carga de minerales por ejemplo.
    El mismo sistema, en otro proyecto, cita una pista de aceleración de 10 Km. Los módulos cargados de mineral irían a parar al punto Lagrange 2, de equilibrio entre la Tierra y la Luna, donde serían recogidos por una nave de carga. Los módulos-vagoneta regresarían a la mina lunar una vez descargados.
    Este modo de lanzamiento también se contempla para impulsar satélite a la órbita terrestre utilizando un sistema mixto, de bajo costo. Esto es, primero se acelera hasta varios ges el cohete con la carga en un circuito cerrado (como en el lanzamiento de martillo o de una honda) para soltarlo a continuación y en una altura dada, al perder impulso, se encendería el cohete, siendo el vuelo por lo demás como el disparo conocido tradicionalmente. El sistema permite una reducción de peso del cohete de un 20 %. En 1999 se planificaban ensayos a este respecto, interviniendo el Centro Marshall de la NASA con técnicas de levitación magnética que permiten grandes aceleraciones en cortos trayectos. Para ello, se construyó en Hunstville una rampa de 15 m para pruebas, pensando en cargas útiles de 14 Kg.

    No vamos tampoco a olvidar un “viejo sistema” que solo “funcionó” en la novela de Verne: el cañón. Si, un cañón. Para quien piense que el sistema no es viable, gente del Laboratorio Lawrence Livermore de California estudiaron a principios de los años 90 la posibilidad de lanzar al espacio cargas con una especie de supercañón cuyo prototipo en forma de ele suave tenía 47 m de longitud. Incluso en octubre de 1992 tenían pensado realizar una prueba contra una montaña y la carga a lanzar era un proyectil de 5 Kg a 14.000 Km/hora de velocidad.
    Mucho antes, en 1962, el canadiense Gerard Bull propuso su sistema de cañón HARP y se ensayó al respecto en 1963 con proyectiles que alcanzaron en torno a los 100 Km de altura.
    El principal problema a resolver en el sistema del cañón, además de la brusca aceleración inicial, es la fuerte fricción aerodinámica.

    El sistema de propulsión por cohete de antimateria también ha empezado a dejar la literatura de ficción para comenzar a ser croquis y experimentos de laboratorio. La producción de energía por tal medio, el encuentro de materia y antimateria es muy superior a la de fusión nuclear y 10.000 millones de veces superior a la propulsión química; baste decir que, según se ha calculado, unos 100 Kg de antimateria serían suficientes para el total devastamiento de la Tierra, y unos 10 miligramos servirían para viajar a Marte. La creación durante fracciones ínfimas de tiempo de partículas de antimateria es algo bien conocido, pero el centro Marshall de la NASA fue en 1999 más allá y construyó un instrumento llamado High Performance Antimatter Trap. Tal artilugio pretende ser una trampa para conservar durante 10 días antiprotones o protones negativos, resultando tal conservación el problema básico del sistema. El funcionamiento de motor tal implicaría una generación de energía a base del contacto de materia equivalente con la antimateria liberada. La energía conseguida por tal medio, incluida la eléctrica en transformación, es absolutamente máxima en la proporción de la masa empleada. Un motor de tal tipo dispondría una cámara esférica para alojar antimateria, inicialmente antihidrógeno, tendría un sistema de vacío máximo con temperatura cercana al cero absoluto para mantener inerte tal antimateria y un sistema de fuertes electroimanes sometido a otro de control para mantener inmovilizada en suspensión la misma; no puede haber contacto entre la antimateria y las paredes como es lógico. Otro sistema en el que se podría utilizar un rayo láser extraería en el momento necesario trocitos de antimateria y entre flujos magnéticos sería llevado a una cámara o reactor donde con simple materia reaccionaria aniquilándose y creando la energía. Con semejante sistema, la velocidad lograda permitiría a una sonda ir a la estrella más próxima en unos 80 años, o bien ir a Marte en menos de 2 horas, o a Saturno en un solo día y a Neptuno en 3 (sin contar otros problemas, como los ges de aceleración, por ejemplo).
    Un sistema que podría utilizar como ignición la antimateria fue estudiado y denominado AIMStar y sería una combinación con el cohete de fisión y el de fusión nuclear. El sistema antimateria catalizaría la fisión de Uranio 238 y a su vez el producto produciría la fusión nuclear de deuterio y helio 3 para causar la reacción en el cohete.
    Sin embargo, los sistemas de propulsión con antimateria en realidad son bastante más complejos y caros de lo que inicialmente y a vista de lo anterior se podría pensar. En 2001, el costo para los norteamericanos de 1 mil millonésimo de gramo de antimateria costaba unos 80 millones de dólares, y solo se lograba al cabo de un año. El desarrollo necesario de los sistemas es aun muy pobre. Y no hemos mencionado que el sistema adolece de un problema muy considerable: la generación de la penetrante radiación gamma de muy alta energía.

    Un posible medio más de acceder al espacio es el ascensor, según el proyecto Skyhook. Si, un ascensor que se desplazara por un cable, rail o raíles verticales de hasta 150.000 Km de largo, sencillamente por medios eléctricos y que podría llevar la carga hasta los 36.000 Km, el punto de la órbita geoestacionaria; el resto de cable (de los 36.000 a los 150.000) sería el modo de equilibrar la gravedad con un contrapeso de una masa de 600 Tm. También se cita la distancia de 100.000 Km en vez de los 150.000. La idea, que es de Arthur Clarke, quizá no sea tan descabellada como puede aparentar en un principio. Verdadera “torre de babel”, los raíles son el problema, pues su sustentación vertical, peso, corrientes eléctricas inducidas, vibraciones y tensiones, actividad atmosférica en los primeros kilómetros, plantean muchas dudas; se podría mantenerlos a nivel atmosférico con globos aerostáticos, pero la atmósfera solo son unas decenas de Km y aquí se trata de 36.000 Km... También se podría tener como base terrestre una plataforma flotante marina, en cualquier caso con base de partida sobre la línea del Ecuador en el Pacífico. Para todo ello, en el material a utilizar en el cable o raíl radica la clave de la cuestión, por la enorme resistencia que se precisa. En la máxima altura citada (o aun más allá), una masa suficiente podría actuar como contrapeso o lastre (a partir de ahí las órbitas circulares son retrógradas) para contrarrestar la fuerza de la gravedad. La energía del descenso podría ser aprovechada para el propio generador. La tendencia inercial a partir de los 36.000 Km se cree que pondría compensar la contraria por debajo de tal nivel. Desde luego, de llegar a los 36.000 Km, con pequeños motores de frenado, la accesibilidad a cualquier órbita definitiva inferior es total. A pesar de todo, la NASA encargó en 2004 un estudio a la empresa HighLift Systems acerca de las posibilidades del proyecto.
    Parecida idea es la de tender un cable entre nuestro planeta y... la Luna. Aquí, los rusos, especulaban hacia 2003 acerca de un cable ultraligero y resistente al entorno espacial a base de nanotubos de carbono. El material más duro conocido entonces es el denominado Spectra 1000, pero el mismo solo podría soportar una extensión de poco más de 300 Km sin romperse por su propio peso. Sin embargo, las esperanzas en la investigación con los citados nanotubos de carbono aventuran entonces mayores posibilidades con una resistencia inicial de 50 veces superior, si bien su producción es en tal momento de un coste prohibitivo, con unos 80$ el gramo. Pero las investigaciones en la tal camino podrían augurar mayores posibilidades en un futuro.

    Sistema bien distinto es el llamado  Mag-beam, propuesto por el equipo de Robert Winglee,  de la Universidad de Washington-Seattle. Se trata de un potente emisor magnetizado de chorros de plasma enfocado hacia una especie de velas que tendrían las naves espaciales y que las impulsaría sobre el papel a gran velocidad. El emisor tendría que estar en órbita, lo que equivale a que si una nave viaja a Marte -o cualquier otro destino-, para volver tiene que tener también en órbita sobre Marte -u otro destino- otro impulsor allí expresamente dispuesto. El sistema también podría tener aplicación para desviar satélites de su ruta , estuvieran operativos o no. Una de las ventajas sería que aumentaría la masa de carga útil de la nave pues su sistema propulsor prácticamente no estaría evidentemente integrado en su cuerpo. Las velocidades estudiadas que se podrían conseguir con tal sistema se han cifrado en cercanas a los 30.000 Km/h en el caso de los vuelos interplanetarios.

    En cuanto al habitual postulado de viajes de naves espaciales a velocidades cercanas a la de la luz no hay que hacerse muchas ilusiones. Al incrementar la velocidad, cada vez que se duplicara la misma, la energía necesaria para ello se multiplicaría en cambio por cuatro. Aunque es cierto que para un viajero espacial que se acercara a la velocidad de la luz solo en un año habrían pasado 22 en la Tierra, para llegar a ello, la energía necesaria para alcanzar tal velocidad la nave sería superior a la existente en todo el Universo suponiendo que la misma fuera solo un poco mayor que una Soyuz. No obstante, una alternativa a la cuestión de la energía podría llegar en un futuro lejano con la antimateria, si bien ello conlleva otros problemas que hoy parecen insalvables.
     Avanzando un poco más en otro carril de un desconocido futuro, también podemos contemplar una posibilidad de viaje basada en la teórica distorsión o deformación del binomio espacio-tiempo. Sería el viaje estático del tipo expuesto en la película “Stargate”, de modo que si se dominaran el espacio-tiempo se podría viajar casi instantáneamente entre dos puntos de Universo. Los teóricos citan incluso para tal deformación el uso de miniagujeros negros y entran en “consideraciones” más bien propias hoy de películas de la más pura ciencia-ficción; evidentemente, con todos los respetos que correspondan, un agujero negro, por muy mini que sea, no es de esperar que llegue a ser controlable porque entonces no sería agujero negro tal cual hoy se conoce.
    También cabe citar un posible sistema de desplazamiento espacial para un muy lejano futuro que sobre el papel proporcionaría velocidades superiores a la de la luz (?). Los fotones se mueven siempre a la velocidad de la luz y la materia por debajo, pero la hipotética partícula subatómica taquión, concebida para determinadas explicaciones de física pero no demostrada, podría moverse por encima de la velocidad de la luz; en realidad, se especula que podría incluso desplazarse hacia atrás en el tiempo en vez de hacia delante, con lo que la partícula en realidad procedería del futuro y viajaría hacia el pasado. Teóricamente, una conversión de materia en taquiones podría dar lugar a un sistema energético que con procesos inversos llevaría a velocidades superiores pues a la de la luz; cuanto menos energía tuviera mayor sería su velocidad, de modo que su mayor energía, en grado infinito, bajaría hasta la velocidad de la luz y sería tangible en nuestro plano material. Esta partícula teórica se concibe con características completamente opuestas a las partículas físicas, de modo que se supone que adquiere mayor velocidad a menor energía, teniendo a una velocidad infinita en caso de reposo, lo que la llevaría a su desaparición. Su uso medido y ralentizado podría permitir viajar a velocidades superiores a la de la luz. ¿Simple ciencia-ficción? Quien sabe...
    Pero los autores de estas ideas no parecen tener en cuenta que en el espacio, aun en el más aparentemente vacío, siempre se puede encontrar algo... partículas atómicas, átomos, polvo cósmico, y qué decir de meteoritos más o menos grandes. A velocidades cercanas a la de la luz, el desgaste e impacto contra la nave espacial sería enorme y sobre todo imprevisible, sin opción a una reacción rectificadora de ruta a tiempo, y las posibilidades de éxito pues son más que dudosas. Quizá la solución podría estar en escudos, no solo de tipo ablativo, y también duros o metálicos, sino de envueltas de plasma densificado.
    Otra perspectiva de navegación sideral, en la que hoy no podemos profundizar por nuestra ignorancia aun sobre la energía oscura, quizá se nos abra algún día con descubrimientos sobre la naturaleza de tal fuerza existente en el Universo y su conversión u aplicación en las naves de ese lejano futuro.

    Finalmente, nos queda el sistema que se nos antoja ideal para viajar por el Universo… aunque no sabemos hoy cuál va a ser el que suponga ser definitivo en el futuro lejano. Algún día, dentro de cientos o miles de años, quizá aparezca un sistema propulsor no basado en la ley de acción y reacción, es decir, el de cualquier tipo de cohete. Sería el sistema antigravitatorio por creación de un campo inversor. Esto, que hoy parece ciencia-ficción pura, tal vez algún día deje de serlo, como también dejó de serlo lo que hace tan solo un siglo fue fantasía, cual fue ir a la Luna.
    En 1992 un investigador finlandés de la Universidad de Tecnología de Tampere llamado Eugene E. Podkletnov hizo un ensayo de levitación con un disco superconductor cerámico de 30 cm de diámetro girando muy rápido y un campo magnético de alta frecuencia. Los objetos que colocó encima parecían disminuir de peso hasta en un 2%, según el finlandés. Pero tales ensayos, que fueron muy discutidos y poco apreciados por otros científicos, fueron repetidos por la propia NASA a través de su centro Marshall, interesada en el asunto, con la colaboración de la Universidad de Alabama, sin alcanzar iguales resultados, ni tampoco en otro experimento posterior. En efecto, en 1999 asignó 600.000 $ para construir por encargo a la empresa de Ohio Superconductive Components un disco de tales características de 31 cm de diámetro tras realizar con otro de unos 13 cm prueba sin que se detectara efecto especial alguno. El escepticismo de los científicos por estos experimentos es casi unánime, pero no lo fue del todo cuando la NASA lo investigó esperanzadamente y con ayuda de la Universidad de Alabama.
    En febrero de 2006 se anunciaba que según el físico Franklin Felber se pueden crear campos de antigravedad con masas que vayan a una velocidad de un 57,7% la de la luz (173.100 Km/seg). Tal masa a tal velocidad crea un haz de antigravedad, repeliendo a otras masas, y será más fuerte en tal efecto cuanto más veloz sea.

    >
PROYECTOS DE SATELITES FUTUROS.

    La tendencia de la configuración de los satélites no muy lejanos en el tiempo apunta hacia ingenios con instrumentos miniaturizados en todo lo posible, e incluso hinchables en órbita que permitan el abaratamiento de peso en los mismos. A partir de cierto tamaño, las estructuras hacen complejos los montajes en el espacio, razón válida tanto para satélites como para naves espaciales tripulables. En estos aspectos ha venido investigando el Gossamer Spacecraft Initiative con ayuda del JPL de la NASA para lograr los materiales y las estructuras adecuadas. Los materiales serán plásticos, no solo menos pesados sino más baratos. Una de las aplicaciones prácticas del sistema serán los radiotelescopios o antenas de gran tamaño inflables. Uno de estos sistemas ha sido en 1996 la llamada Inflatable Antenna Experiment, de 14 m de diámetro, probada a desplegar en una misión Shuttle. Estos sistemas serán también aplicables a módulos habitables de estaciones orbitales. El prototipo americano TransHab, pensado para la ISS, es un ejemplo de este sistema; el mismo tiene paredes de 20 cm de grueso de poliuretano, kevlar y nextel, capaces de resistir impactos de meteoritos. En cuanto a miniaturización, en 1997 el Laboratorio Nacional de Los Álamos estaba estudiando el diseño de satélites de menos de 10 cm de diámetro y solo 14 gramos de peso, pensando utilizar para su control redes neuronales en vez de microprocesadores.
También se ha estudiado el uso de satélites fragmentados y sincronizados. En vez de enviar grandes cuerpos, resulta más manejable y barato enviar varios menores sincronizados de modo que suman su quehacer con igual eficacia en uno mayor. Es notable en el caso de los astronómicos dotados de cámaras o espejos de captación de la distinta radiación. El requisito especial del caso es simplemente la sincronización en el trabajo de los mismos.
    Los sistemas de los satélites irán aumentando su eficacia y rendimiento, y nuevas técnicas podrán ir sustituyendo a las antiguas. Por ejemplo, el sistema energético podrá utilizar paneles que podrían ser alimentados, además de por el Sol, por rayos láser emitidos desde la Tierra cuando el ingenio esté en los planetas exteriores, o incluso más allá.
    Un sistema de alimentación energética posible para satélites podría ser el diseñado por Shripad Revankar, de la Universidad de Purdue, y dado a conocer a principios del Siglo XXI. Consiste en una acumulación de energía en un material en los momentos de iluminación en una órbita y de descarga o liberación del calor en el recorrido de oscuridad, en que se congelaría. Tal liberación se calor se aprovecharía para turbinas o algún sistema generador eléctrico.
    Los paneles solares actuales, basados en células de silicio y arseniuro de galio, se proyectan mejorar con sus sustitución por diamante sintético policristalino, obtenido a partir del metano. Su característica no es fotovoltaica, pero se calienta y puede ser utilizado como sistema térmico antes de su conversión final a electricidad. En 2001 se proponían células con película de tal diamante, en razón de 10 millones de cristales microscópicos por cm^2, y a pesar de lo que se pueda pensar en principio no resulta un sistema caro (1$/cm^2). Sus ventajas están en la alta resistencia a la radiación espacial, y por tanto a la pérdida de eficacia, así como en un rendimiento muy superior, del 50 %, frente a las células solares anteriores, que son de menos de la mitad.
    Por su parte, las tecnologías en comunicaciones también avanzarán en nuevos frentes, como en el de la óptica. Por mediación de la luz se podrán permitir comunicaciones en bandas muy anchas con mayor rapidez y a distancias incluso interplanetarias. Varios estudios en este sentido a vista de 2006 así lo apuntan.  
    En cuanto a los usos, los satélites seguirán siendo utilizados para los mismos fines meteorología, comunicaciones, etc., registrando avances hoy imaginados por pocos, si bien en el caso de los meteorológicos los avances podrán llegar a facilitar la información necesaria para localizar la formación inicial o incipiente de huracanes, ciclones, o fenómenos parecidos, con posibilidad de disolverlos antes de que adquieran fuerza irrefrenable con técnicas futuras o las conocidas de uso de cristales de yoduro de plata, etc.
    También será posible la detección a gran escala con días o semanas de antelación de los terremotos gracias a la mayor precisión y sensibilidad de los aparatos de observación de la superficie terrestre y del subsuelo, como los radares interferométricos de apertura sintética (SAR) y detectores térmicos.
Serán fácilmente en el campo de las comunicaciones y la navegación los que registren el mayor impacto respecto a la vida doméstica y corrientes. La red Internet y las que la sucedan pasaran por el cielo directamente y serán de una velocidad muy superior a la red terrestre gracias al uso de bandas mejores. En el campo de la navegación, las aplicaciones resultarán espectaculares por las posibilidades de utilización en conducción cada vez más automatizada de toda clase de vehículos.

           =
SATÉLITES FUTUROS.

    No cabe esperar más que satélites con los mismos objetivos que los actuales y dotados de las futuras nuevas tecnologías que vayan aportando los distintos campos, dotados de un instrumental cada vez más sofisticado y menos pesado. Podrá resultar espectacular la aplicación en los satélites de nuevos materiales, de los llamados inteligentes.
    Se construirán ingenios astronómicos, para la meteorología solar para prevenir la terrestre, meteorológicos terrestres, de comunicaciones y apoyo en la navegación y circulación de todo tipo de vehículos en la superficie de la Tierra, de recursos, etc. Será habitual recibir directamente en cada domicilio los datos de muchos de ellos y la prevención meteorológica, gracias a los satélites de observación terrestre y solar, será cada vez más puntual y exacta. Los descubrimientos astronómicos más destacados provendrán del manantial de datos que aporten los ingenios astronómicos, libres en el espacio de la cortina atmosférica terrestre. Más posibilidades, ya estudiadas, en el campo de las comunicaciones se centran en las transmisiones directas de radio y el uso de satélites para las emisiones de cine de forma directa en las salas de proyección, al modo de las televisiones digitales de pago.
    Otras posibilidades del espacio, hoy no usadas todavía, vendrán con la captación de energía solar y su remisión por microondas a la Tierra, o su almacenamiento, de modo que su transformación en electricidad será una nueva e inagotable fuente de energía. El sistema fue estudiado en los años 70 y se volvió a considerar por la NASA en los 90 con el proyecto Suntower, consistente en varios colectores solares sobre una torreta en órbita; se proponen también otros proyectos alternativos. En el espacio, libre del filtro atmosférico, la fuerza solar es muy superior o intensa para su captación en paneles que la conseguida en tierra.
    La empresa Boeing proyectaba en 1980 la construcción de 45 plantas solares en órbita, situadas a 36.000 Km de altura, para la producción de 10.000 megavatios que debían ser enviados a la Tierra por medio de microondas; el equivalente es de 5 grandes plantas nucleares. Su costo sería elevado, pero su rentabilidad llegaría en un momento dado ante el progresivo encarecimiento del petróleo y los inconvenientes de la energía nuclear. Se proyectaron 2 tipos de planta, una fotovoltaica de células solares, de 25 Km de longitud y 5 de anchura, con un peso de 110.000 Tm. La segunda planta se proyecta con aproximadamente igual peso, y para estar dotada de 4 pantallas parabólicas de más de 6 Km de diámetro cada una, con miles de reflectores ligeros y sensibles para calentar hornos solares colocados en las pantallas que calentarían gases de un sistema de circuito cerrado; un generador convertiría tal energía en electricidad. La emisión a la Tierra por microondas utilizaría 2 pantallas antena de 800 m de longitud.
     La empresa Bristol de Gran Bretaña también hizo estudios parecidos para centrales de hasta 500 kilovatios conectadas hasta sumar 2 megavatios.
    Asimismo los japoneses del ISAS hicieron proyectos al respecto, llegando a realizar pruebas a principios de la década de los noventa. Pero en cualquier caso, estos proyectos tienen el inconveniente de que la transmisión a través de nuestra atmósfera de microondas o rayos láser genera problemas diversos, debido a la absorción.
   En 2001 el Gobierno nipón, a través de su Ministerio de Economía, Industria y Comercio, apuntaba un plan a ejecutar en 2040 para satelizar en órbita geoestacionaria nada menos que una especie de central solar de 20.000 Tm y 3 Km de extensión para producir 1.000.000 kW/seg, retransmitiendo tal energía a tierra por microondas que serían recogidas por una antena de no se sabe cuantos kilómetros de diámetro. Claro que el precio del kW saldría (a precio de 2001) 3 veces más caro...
    Más modesto y por la misma época, los japoneses proyectaron el SPS-2000, un satélite recolector de energía (de 10 megavatios) que se retransmitirían a tierra por microondas con un aprovechamiento final del 40% captado por enormes paneles solares. Se concibió de un peso de 240 Tm y formado por triángulos equiláteros de 303 m de altura y 336 m de lado, sujetos por tubos de aluminio y montado todo por un sistema robotizado, que luego debería de actuar en mantenimiento. La antena receptora de la energía debería tener unos 2 Km de diámetro y la frecuencia de transmisión utilizada serían los 2,45 GHz, recibiéndose por una densidad de una milésima de vatio por cm^2.
    En la primavera de 2007, el DoD americano propuso a centenar y medio de expertos un estudio sobre la materia. Entonces se calculó que un panel de 1 Km de longitud podría recoger en el espacio la energía y transmitirla en teoría con antenas a tierra a cualquier lugar del planeta. Es decir, se propuso estudiar la viabilidad de un proyecto de futuro complejo y muy costoso, pero posible para combatir la exclusiva dependencia de los combustibles fósiles y el cambio climático.
   Sin embargo, estas posibilidades de captar energía solar en órbita en general han sido criticadas por expertos porque se alega que cualquier planta similar instalada en los desiertos terrestres produciría una energía mucho más barata.  
    La idea de instalar en el espacio grandes cuerpos de paneles para recoger energía y transmitirla a la Tierra con rayos láser también fue estudiada por los rusos, así como la de grandes espejos para enviar luz a zonas de la Tierra. Los mismos realizaron una prueba incluso en el espacio en el año 1993. Por entonces, el proyecto futuro hablaba de colocar en órbita hasta 100 reflectores de 390 m de diámetro cada uno, o alternativa y más modestamente reflectores de 200 m de diámetro conteniendo entre 24 y 36 espejos. La altura orbital prevista para estos casos se sitúa entre los 620 y 6.000 Km, y con cada reflector se pensaba en una iluminación equiparable a 50 veces la Luna Llena. Las utilidades del sistema se dirigen al ahorro de luz pública en ciudades, pero están sin determinar los efectos “de engaño” sobre las plantas y animales que podrían ver alterados sus ciclos naturales.
    Los antiguos soviéticos en los años 80 planificaron para el siglo XXI, entre el 2010 y 2020, una estación astronómica con colaboración internacional en una órbita a 1.500.000 de distancia de la Tierra. Debería haber tenido dos módulos de 10 Tm dotados de una antena radioastronómica de 400 m, un telescopio óptico de 10 m y otros de rayos gamma y equis. Aparte de los estudios meramente astronómicos e interferométricos con este instrumental, también se pretende la búsqueda de señales inteligentes de posibles civilizaciones extraterrestres.
    La maltrecha economía hizo que la URSS se disolviera. Aunque Rusia heredó la mayor parte del antiguo imperio soviético, la mayoría de sus proyectos también se esfumaron.
   En general, en un futuro más lejano, el espacio estará plagado, necesariamente de una manera ordenada, de satélites de todo tipo (comunicaciones, meteorología, navegación, etc.) y la vida ordinaria del ser humano inevitablemente ya no se podrá concebir sin ellos en campos que aun no están hoy extendidos (en las comunicaciones y la meteorología ya lo están, y dentro de los primeros, aun falta por llegar el ámbito de la educación), del mismo modo que no se concibe la sociedad actual sin vehículos de motor o sin electricidad.

    >
PROYECTOS NO TRIPULADOS LUNARES Y PLANETARIOS FUTUROS.

    Los vuelos a la Luna, los planetas y sus satélites, asteroides y cometas, y en definitiva por el Sistema Solar, seguirán con el objetivo puesto en la investigación que desentrañe sus misterios, problemas astrofísicos, geológicos, etc, planteados en la búsqueda de las respuestas que den al hombre el sentido de sus propios orígenes en el Universo.
    Los antecedentes de este tipo de vuelos están en los ya realizados y en la aplicación de las tecnologías que los sucesivos nuevos tiempos han de traer, y que son la base que llevará las nuevas sondas hacia renovados o ampliados objetivos del Sistema Solar.

        =
PROYECTOS PRÓXIMOS O PENDIENTES

    Entre los vuelos lunares, planetarios, solares, y a los asteroides y cometas, figuran los siguientes proyectos, algunos cancelados en todo o en parte, otros en fase muy avanzada, unos aprobados y otros aun sin el respaldo económico que les permita su desarrollo. Algunos no llegaron o llegarán nunca a pasar de la fase de planeamiento, otros serán modificados en mayor o menor medida, y finalmente el resto y estos últimos retocados, podrán seguir llevando los ojos de todos y las manos de nuestros científicos hacia los lugares más interesantes del Sistema Solar.
     El límite, como tantas veces se ha recalcado, serán los fondos económicos disponibles, que a su vez estimularán el ingenio de los técnicos para la miniaturización o sustitución de sistemas menos pesados, aunque también se seguirán sacrificando muchas veces parte de los objetivos. Las sucesivas nuevas tecnologías que irán llegando harán sin duda posible una evolución de los aparatos y sistemas, como ocurrió con el programa americana Nuevo Milenio. El perfeccionamiento tecnológico también llevará a fijar objetivos nuevos, hasta ahora prohibidos o muy costosos.

            - MARS SURVEYOR 2001 LANDER.    USA

    La misión Mars Surveyor 2001 Lander, que debía viajar al tiempo de su misión hermana con destino a una órbita sobre Marte, tenía por objetivo seguir con el estudio de este planeta con un aterrizaje con una nueva sonda que llevaría un rover para rodar en el punto de llegada; ambas sondas fueron proyectos del JPL. Tras los fracasos de las sondas marcianas MCO y MPL en 1999, el informe sobre los mismos en marzo de 2000 apuntó a que la presente misión fuera suspendida. El uso de la misma tecnología en el descenso al suelo marciano que la fracasada MPL, considerando que fallaba al momento del despliegue de las patas (en una prueba, fracasó 4 de 5 veces, causando el apagado prematuro del motor), hizo que la misión fuera cancelada. Pero el 22 de MAYO de 2000 se consideró finalmente la opción de replantear el proyecto marciano.
    La sonda, que registraría un peso en seco de 320 Kg, contendría experimentos y estudios químicos del suelo y la atmósfera, así como de las radiaciones sobre la superficie. Llevaría un brazo mecánico articulado. También viajaría un nuevo rover o cochecito autopropulsado. Para la alimentación eléctrica llevaría 3 m^2 de células solares y 2 pilas de 12 amperios de litio para aportar de 25 a 20 vatios por día. Las comunicaciones de la sonda utilizarían como puente a los ingenios en órbita marciana, el originalmente Mars Surveyor 2001 Orbiter y el Mars Global Surveyor.
    El rover, llamado Athena, es de un peso de 45 Kg y de un tamaño doble al del Sojourner del Mars Pathfinder, teniendo 76 cm de largo por 53 cm de anchura. El número de ruedas es de 6 y su velocidad posible es de 6 cm/seg, pudiendo recorrer en una hora 50 m como máximo. Para la alimentación eléctrica lleva paneles solares que puede aportar 30 vatios de verano y la mitad en invierno, y baterías recargables. También lleva una antena o mástil de 1,4 m de longitud. La capacidad autónoma de este rover es superior al predecesor Sojourner por su mayor informatización.
    Como material científico portaría instrumental de análisis y una caja para almacenar muestras de terreno. El número de instrumentos del rover es de 6, de los que 4 van en un mástil: una espectrómetro de emisión térmica o mini-TES; una cámara estereoscópica Pancam en el extremo del mástil; un espectrómetro Raman sobre el brazo robótico que utiliza un rayo láser rojo con una fibra óptica para análisis de muestras in situ de terreno; un espectrómetro APXS, de protones Alpha y Rayos Equis, para análisis del terreno y su composición; espectrómetro Mössbauer para el estudio del hierro marciano colocado sobre el brazo mecánico; y el contenedor de muestras y Mini-Corer para la toma de muestras de terreno marciano.
    Dos de las cámaras van en lado de frente y otras 2 atrás que vuelan entre 35 y 40 cm de altura sobre el terreno. Asimismo se incluye un reloj de Sol de aluminio, de 8 cm^2 y 60 gramos de peso con un abanico de colores y rayas blancas, grises y negras para calibración fotográfica; el reloj indica la hora local que recogerían las imágenes tomadas. Incluía una inscripción que dice en varios idiomas: “Enviamos esta nave desde la Tierra en el año 2001. Llegó a Marte en el 2002. Hicimos estos instrumentos para el estudio del ambiente marciano en búsqueda de señales de vida. El mástil y sus marcas las utilizamos para la precisión de las cámaras y el reloj de Sol es para contar el paso del tiempo. Los dibujos representan los pobladores de la Tierra. Hemos enviado esta nave en paz para comprender el pasado de Marte y sondear nuestro propio futuro. Para quienes vean esto les deseamos un buen viaje y feliz descubrimiento”. También se debía llevar un CD-ROM con los nombres de cuantos se quisieron incluir en el mismo.
    Antes del Athena se construyó un prototipo llamado APEX para pruebas y dar la definitiva y adecuada configuración al modelo final. Diseñado en la Universidad de Cornell, sobre el mismo se probaron los aparatos y sistemas que se proyectaron para utilizar en el suelo marciano.
Las tecnologías a probar en el Athena se ensayaron en el FIDO y fue dotado de un taladro, un brazo mecánico y una cámara de imágenes. Este robot tenía 70 Kg de peso, avanzaba a 300 m/hora y tenía unas medidas de 105 por 85 por 55 cm. El mismo, con un modelo llamado K9, fue probado en la primavera de 2000 en el desierto de Nevada.
    Los objetivos iniciales fueron reelaborados en 1998. La inclusión en tal año de 3 nuevos experimentos, sobre medición de toxicidad y radioactividad del suelo marciano, y un modelo de ingenio para elaborar combustible en el mismo, supuso un gasto añadido de 20 millones de dólares que no quiso financiar el Congreso USA con lo que se hubo de recortar el presupuesto a costa de Athena. Se pensó entonces en incorporar algunos de sus aparatos a la nave de aterrizaje y sustituir al Athena por un nuevo Sojourner que se llamaría Marie Curie.
    Para la obtención de oxígeno, un equipo del Departamento de Ingeniería Mecánica y Aeroespacial de la Universidad de Arizona diseñó un sistema para obtener de gases de la enrarecida atmósfera de Marte oxígeno. El sistema, que denominaron OGS, utiliza una célula electroquímica que filtra el oxígeno a través de una estructura cristalina, un disco cerámico de zirconio entre 2 electrodos de platino que calientan a 750ºC y separa el CO2 en CO y O. El instrumental pesa 1 Kg y consume 15 vatios, pudiendo obtener 1cm^3 de oxígeno por minuto.
    En el primer trimestre de 1999 en el Centro Espacial Johnson se realizó con éxito el ensayo de obtención de oxígeno por métodos químicos de una atmósfera de CO2 al 95 % equivalente a la marciana. La prueba fue denominada Mars In Situ Propellant Production Precursor (MIP Site).
    Otro medio es un brazo mecánico de 80 cm. Su misión debía ser tomar muestras de terreno de hasta 10 cm de profundidad y apilarlas en un lugar fijado para la recogida posterior en otra misión. También llevaría un espectrómetro para análisis químicos. En esta ocasión, para ello, el ingenio habría de recorrer varias decenas de Km, pudiendo llegar a los 60 Km o incluso 100, durante su año teórico de vida.
    Este modelo fue desarrollado por el JPL en base al Sojourner del MPF que llegó a Marte en 1997, con el prototipo llamado Rocky 7. Las pruebas de su operatividad fueron realizadas en parte en el desierto de Mojave. Otro modelo probado fue el Lorpex de la Space Engineering Research Center en Arizona que se concibió para usar como sistema energético el dióxido de carbono de la propia atmósfera de Marte, cosa que es una novedad.
    En cuanto a instrumental científico llevaría el experimento llamado MREE (o MARIE), Martian Radiation Environment Experiment, que es un espectrómetro para evaluar la radiación marciana en el entorno visitado. Es PI Gautam Badward del JSC.
    Además contaría con el MECA, para el estudio del polvo y ambiente del suelo marciano y sus efectos (radiación, corrosión, toxicidad, erosión, etc.) sobre los instrumentos de los ingenios humanos allí enviados; se pretende establecer la agresividad del medio marciano para futuras exploraciones, incluida la personal humana. Este experimento se seleccionó entre 39 propuestas y consta principalmente de un microscopio óptico realizado entre el instituto alemán de aeronomía Max Planck y la Universidad de Arizona, así como de otro llamado de fuerza atómica AFM y un sistema de traslado rotatorio de las muestras de terreno. El microscopio óptico dispone de cámara CCD y utiliza un sistema de luz en 4 colores (rojo, azul, verde y UV). En el ensayo colaboran también las universidades suizas de Basel y Neuchatel, el centro Ames de la NASA y universidades y centros de investigación americanos. Se debían tomar para ello muestras del terreno para, mezcladas con agua, averiguar los caracteres de acidez o alcalinidad, conductividad eléctrica, oxidación, y otros; también se determinaría la carga electrostática adquirida por el brazo que tomara las muestras del suelo. El tamaño posible de las muestras de terreno a estudiar oscila entre milímetros y nanómetros; con el AFM la escala es en ángstrom. El sistema de análisis químicos del MECA, con las muestras disueltas en agua llevada, enfoca la búsqueda hacia los componentes agresivos del suelo tal como los peróxidos, ácidos corrosivos y metales pesados; para tal análisis va un pequeño recipiente con un sistema de mezcla de las muestras y el agua con un agitador, sobre el que actúan sensores (ISE) que van conectados a un sistema electrónico de toma de datos que a su vez se transmiten a la Tierra.
    En los estudios MECA sería PI Thomas Meloy de la Universidad West Virginia secundado de John Marshall del Instituto SETI; participan en la investigación otros del JPL y las universidades y centros ya citados antes.
    El MECA también dispone del Electrometer, sistema de sensores de electromedidas que va sobre la base de la paleta del brazo robot y cuya misión es determinar las cargas y características eléctricas. Construido por el JPL, mide 16,5 cm de largo y consta de un sensor de temperatura, otro de campo eléctrico, otro de iones y una fila de 5 sensores triboeléctricos. Con ello se buscaría determinar si en la excavación se genera alguna carga eléctrica y la posible acumulación de cargas electrostáticas, el papel de la atmósfera marciana en ello, etc.
    Otro sistema vinculado al MECA son unas placas, parches o áreas, (72 de 1 por 1 cm y de diversos materiales tales como plexiglás, nylon y otros) para observar los depósitos de polvo marciano sobre las mismas con el paso de los días, su cualidad adhesiva, etc.

    El vuelo fijó inicialmente la partida para fecha a partir del 3 o 5 de ABRIL del año 2.001, con una ventana de lanzamiento de 20 días. La llegada al planeta Marte se fijaba entonces en el 27 de enero del año 2.002.
    En el plan previsto a la llegada, a 5 min de la entrada en la atmósfera del planeta, el motor debía ser separado. Al llegar a los 125 Km de altura la velocidad habría de ser de 7,8 Km/seg, llegando con una inclinación de 20º. Sobre los 10 Km de altura, a los 3 min 46 seg de la entrada atmosférica, se produciría el despliegue del paracaídas. A los 4 min 29 seg de la entrada, sobre los 1.430 m de altura, se encenderían los motores de frenado y las patas del ingenio se desplegarían. A los 2 segundos de la anterior operación se soltarían los paracaídas y 37 seg más tarde se produciría el aterrizaje con una velocidad de 2,5 m/seg sobre los 15º de latitud Sur y 315º de longitud Oeste. En el descenso una cámara tomaría imágenes del área donde debía descender; la intención de esta toma era tener una idea general de la zona para luego dirigir el rover adecuadamente a los puntos más interesantes. Tras las comprobaciones de sus sistemas, la sonda debía realizar un programa primario de investigaciones de 100 días marcianos como mínimo (equivalentes casi a los terrestres). La llegada debía tener lugar en el verano marciano y si las condiciones del invierno impedían los procesos de la sonda, por el frío intenso, la llegada del siguiente verano podía reactivar la sonda.
    Debido a los fracasos de otras sondas, ante el temor de uno nuevo, finalmente la presente quedo anulada aunque sirvió de base para la sonda Phoenix.

            - MARS 2001.   RUSIA

    Un proyecto sucesor del Mars 96, es el Mars 98, previsto inicialmente para 1996 y luego retrasado a 1998, y posteriormente al 2001, debía contar con el apoyo del CNES francés que hubiera podido incluir un globo meteorológico inflado con helio, que hubiera llevado cámaras y radar, para soltar en la atmósfera marciana flotando a unos 50 metros de altura. Pero el retraso de tal proyecto hubiera hecho coincidir la llegada de la sonda con la época de tormentas marcianas con lo que los franceses, a últimos de 1995, decidieron retirarse.
    Este proyecto también incluía un Marsokhod o Rover, probado en Kamchatka, Siberia, y en el Valle de la Muerte, California, que desarrollaba una velocidad de 500 m por hora y tenía 100 Km de autonomía. El brazo mecánico del Rover, para la toma de muestras, fue desarrollado por la empresa española Ikerlan, de Guipúzcoa. El citado automóvil debía enviar imágenes de TV, seleccionar y analizar muestras del suelo para ver la composición química e isotópica, determinar el campo magnético, y las propiedades físicas del suelo del planeta. Su número de ruedas es de seis.
    Pero el fracaso en 1996 del Mars 96 puso en entredicho el proyecto, que entonces se temió no poder llevar a cabo y se planea retrasarlo al 2001 en coordinación con una misión americana. Las dificultades económicas dejaron en suspenso finalmente la misión.

            - LUNAR-A.     JAPÓN

FECHA PREVISTA DE LANZAMIENTO: 2005
DESTINO U OBJETIVO DEL VUELO.....: LUNA.

    El Lunar A es un proyecto de la NASDA nipona de investigación de la Luna con una sonda que debe satelizarse en la misma y soltar 3 sondas penetradoras para incrustarse en la superficie selenita. Tales sondas penetradoras tienen por objeto buscar el elemento helio 3; en 1998 hubo de incluirse una batería complementaria y se dejó fuera una de las sondas. En general, la misión de investigación pretende en tomar imágenes con una cámara planimétrica, ver las propiedades térmicas del suelo lunar, y la estructura e interior de la Luna. Los penetradores llevan sismómetros y sistemas termométricos para realizar un estudio de un año sobre los parámetros que se deducen.
    El ingenio tiene un peso de 2 Tm, de ellos 540 Kg de peso en seco. El peso de la sonda para orbitar es de 552 Kg. El peso de los penetradores es de 13 Kg. De forma cilíndrica de 1,2 m de diámetro y 1,11 m de altura, la sonda lleva 3 paneles solares que sobresalen en perpendicular de los costados, en cuya parte también van los penetradores de la superficie lunar. Sobre una de las bases va el motor principal.
    El lanzador a utilizar es el H-2 y la fecha prevista inicialmente para el disparo es entre febrero y marzo de 1999, hacia una órbita terrestre de gran apogeo, de hasta 1.185.000 Km. Desde aquí se iría acercando hasta caer en una órbita lunar que sería bajada a 40 Km de altura. Entonces se produciría la suelta de los 3 penetradores que sería seguida del impacto de los mismos con una velocidad de entre 900 y 1.080 Km/Hora, quedando clavados en el suelo selenita entre 1 y 3 metros. La órbita del ingenio es luego elevada a unos 300 Km de altura. Las transmisiones de las sondas penetradoras se pueden realizar cada 15 días, al paso del ingenio en órbita que toma los datos y luego los retransmite a la Tierra.
    El programa será retrasado debido a los recortes presupuestarios de 1997 y el disparo se pospuso en junio de 1998 para el verano de 1999 debido a una avería de escape en una batería del sistema de información sismométrica. Un estudio sobre la influencia gravitatoria lunar determinó un nuevo retraso hasta septiembre siguiente y en junio de 1999, por problemas en el desarrollo del instrumental de la sonda, se dejó el inicio de la misión para abril del 2002, mes en el que tampoco pudo partir.
    El 4 de junio de 2001, el ISAS en colaboración con el Laboratorio Nacional Sandia americano, hizo un ensayo con un penetrador para simular el sistema de impacto lunar previsto en la misión.
    En marzo de 2004 la nueva agencia JAXA decidió retrasar de nuevo el disparo de la sonda por problemas en el sistema propulsor. La nueva fecha se situaría en 2005. Pero a principios de 2007 los japoneses optaron finalmente por cancelar el proyecto debido a la falta de dinero para actualizar la sonda tras tantos retrasos.  

            - DEEP SPACE 3.   USA

FECHA PREVISTA DE LANZAMIENTO: 2002
DESTINO U OBJETIVO DEL VUELO.....: ASTRONOMIA.

    El Deep Space 3 tenía por objeto el estudio interferométrico y sus posibilidades con 3 sondas en órbita solar, sincronizadas en formación para la observación óptica, que pudiera llevar al desarrollo de otro proyecto más avanzado para la localización de planetas como nuestra Tierra en las estrellas.

            - EUROPA ORBITER.    USA

FECHA PREVISTA DE LANZAMIENTO: NOVIEMBRE 2003
DESTINO U OBJETIVO DEL VUELO.....:  Satélite joviano EUROPA

    Proyecto para situar un ingenio en órbita del satélite joviano Europa en base al interés geomorfológico de su helada y lisa superficie, bajo la cual cabe la posibilidad de la existencia de un océano según deducción basada en los datos de la sonda Galileo. Por ello, el ingenio debería llevar un sistema de radar para el análisis del hielo de la superficie. En una de las opciones se contempla incluir en el ingenio un cable de 10 Km de largo para, desplegado en las cercanías de Júpiter, captar la energía eléctrica que le proporcionara el potente campo magnético del gran planeta. Se busca, concretando, determinar en una visión tridimensional las características y distribución de las capas de hielo y agua subterráneas del satélite así como el estudio de la superficie para buscar el lugar adecuado para un futuro descenso de otra sonda que pudiera penetrar en el subsuelo y aclarar la definitiva existencia de un océano subterráneo.
    El equipamiento de investigación establece aparatos para tomas fotográficas, para determinar el campo de gravedad con precisión, así como el radar de penetración en el hielo y un altímetro láser.
    El plan inicial prevé la partida de la sonda el 10 de noviembre de 2003 y su llegada a Júpiter se fijó para el 13 de agosto de 2006, con una maniobra de ajuste de trayectoria directa el 12 de agosto de 2004. A su llegada, en tal fecha, la sonda sobrevolaría Ganímedes y luego se insertaría en órbita sobre Júpiter (maniobra JOI). El 22 de noviembre siguiente alcanzaría el apoapsis de la órbita primera. Provisionalmente queda rotando sobre el gran planeta durante varios años hasta su inserción sobre el satélite Europa (EOI) en 2008. Pero en su órbita sobre Júpiter realiza numerosas maniobras de ajuste de la trayectoria, reduciendo apoapsis, y permitiendo el encuentro para tal cambio de cuerpo sobre el qué satelizar. La órbita operativa sobre Europa es de unos 200 Km de altura.

            - MARS MICROMISSION PROJECT.    USA-Europa

FECHA PROYECTADA DE LANZAMIENTO: 2003
DESTINO U OBJETIVO DEL VUELO...........:  MARTE.

    El proyecto contemplaba en su configuración de 1999 la construcción de varias microsondas, la mayor de solo 220 Kg de peso, y con distintas misiones, tales como toma de datos científicos y operativas para comunicaciones con Marte, u otro destino; las dedicadas a comunicaciones formarían una red denominada Mars Network, y otras tantas se destinarían a toma de datos científicos. La participación es americana con el CNES francés.
    Es su finalidad pues continuar la exploración de Marte, pero en misión de bajo costo. Se contrató por parte del JPL a la empresa Ball Aerospace and Techonologies Co. en 1999 para el estudio de estas sondas. El vuelo consistía en lanzar con un impulsor en misión comercial una pequeña carga secundaria (la sonda) hacia una órbita geoestacionaria desde donde se relanzaría hacia una órbita solar de trasferencia a Marte. Los cohetes posibles son el Ariane 5 europeo.
    El primer vuelo se proyectó para iniciar en el 2003 y su misión sería enviar una sonda para facilitar las comunicaciones a las siguientes que se enviaran. A partir de entonces, se pensaba enviar 2 sondas en cada ventana de acercamiento a Marte, o sea, cada 2 años.

            - MARS SURVEYOR 2005 LANDER.    USA

FECHA PREVISTA DE LANZAMIENTO: 2.007
DESTINO U OBJETIVO DEL VUELO...: MARTE.

    Es esta la otra parte del proyecto final de los concebidos una década atrás para la exploración cada 2 años de Marte. En este caso es otro aterrizaje, pero llevando en esta ocasión un módulo de regreso a la Tierra que debe recoger primero muestras tomadas por su antecesor el Mars Surveyor Lander del 2001 e introducirlas en un contenedor esterilizado y de cierre hermético. Por ello, este ingenio debía ir al mismo lugar de aterrizaje de aquél. El lanzamiento se tiene inicialmente fijado para agosto del 2.005. Tras los reajustes de la NASA a fines de 2000 fue renombrada como Smart Lander y fijada la fecha de partida para 2007. El nuevo rover debía recorrer 10 Km en un año de vida útil sobre el suelo marciano.
    Para la recepción de las muestras de terreno marciano, y ante la posibilidad de que existieran gérmenes marcianos peligrosos para los humanos, en 1998 se inició la planificación del aislamiento biológico proyectando edificios con laboratorios de alta seguridad al modo del realizado para las muestras lunares en los años 60. La planificación estipula los procedimientos de estudio de las muestras al abrir los contenedores bajo determinadas condiciones de aislamiento, presión, con guantes especiales, análisis de gases, al microscopio, etc.

            - SOLAR PROBE+.    USA

FECHA PREVISTA DE LANZAMIENTO: 2018
DESTINO U OBJETIVO DEL VUELO...: SOL

    Se trata de un proyecto de la NASA (JPL y GSFC) para estudios solares cuyo desarrollo había de comenzar en principio en 2001. Tales estudios se refieren en concreto a la corona solar (sus ondas y turbulencias, mecánica y dinámica de la misma, etc.), el viento solar, la interrelación de ambos, la estructura de los polos solares, etc. Debía ser la sonda que más se acercara al Sol de las lanzadas hasta entonces, pasando a una distancia mínima de 6.400.000 Km del Sol, a 200 Km/seg; por ello sería dotada de un escudo de carbono capaz de soportar más de 1.400ºC, entre otras cosas. La vida útil proyectada es de 7 años.
    Los aparatos científicos a incluir son inicialmente un coronógrafo, un magnetógrafo, un espectrómetro UV, otro de plasma, un instrumento de partículas energéticas, un sensor de ondas de plasma, y magnetómetros. Una gran antena de alta ganancia, construida en carbón-carbón y que es también un escudo térmico primario da un particular aspecto a la sonda. Tal escudo térmico tiene su razón de ser en tanto que se prevé un gran acercamiento al Sol. Otro menor, secundario, va debajo del anterior. A tal respecto, en 1996 se comienzan a probar materiales para el mismo y se realizan en instalaciones del horno solar francés de Odeillo Font-Romeu, del CNRS. La temperatura calculada para soportar entonces son los 1.800ºC.
    El lanzamiento se fijó inicialmente para NOVIEMBRE del 2003 y la sonda partiría en dirección a Júpiter, donde debía llegar en ABRIL del 2005, para aprovechar su gravedad y torcer su trayectoria hacia unos 90º de la eclíptica, reduciendo el perihelio a solo 2.800.000 Km, o incluso menos, hasta 2.000.000 Km. En JULIO del 2007 pasaría por el citado perihelio en su órbita solar y soportaría el máximo de la radiación y calor de nuestra estrella.
    Pero en 2000 se replanteó la misión para ser iniciada hacia febrero de 2007, siendo paso sobre Júpiter para la asistencia gravitatoria en junio de 2008. En octubre de 2010 pasaría junto a la Tierra cerca del primer paso sobre el perihelio y volvería en enero de 2015 sobre el segundo.
    Más tarde quedó en suspenso y finalmente en la primavera de 2008 la NASA encargó el desarrollo de la misión a Laboratorio de Física Aplicada de la Universidad Johns Hopkins bajo la supervisión del centro Goddard de la NASA. La estimación entonces del costo de proyecto cita la cifra de 750 millones de dólares. La nueva fecha de lanzamiento se actualizó entonces a 2015 y se contaba con 7 asistencias gravitatorias con el planeta Venus durante 7 años.
    En el verano de 2010 se eligieron los instrumentos científicos definitivos y para entonces la nueva fecha de inicio de la misión es ya 2018. Los instrumentos serían 5:

    El costo de este instrumental se presupuesta inicialmente en 180.000.000$. Es principal observador científico para la supervisión de la construcción de la sonda Marco Velli.

            - JWST.        USA/ESA

FECHA PREVISTA DE LANZAMIENTO: 2018
DESTINO U OBJETIVO DEL VUELO...: ASTRONOMÍA.

    Inicialmente, en el proyecto, fue llamado NGST. Es un ingenio astronómico, de investigación en el IR cercano y en la banda visible, sucesor del Hubble, pero capaz de captar objetos hasta 400 veces menos brillantes que los vistos por el mismo. El proyecto, en el que participa también la ESA (al 15%) y los canadienses y fija en el Centro Goddard de la NASA el núcleo de control, pretende profundizar en el tiempo (en la lejanía) los primeros tiempos del Universo y su evolución desde entonces. En 2002 se acordó denominarlo Webb, o JWST, en honor al antiguo Administrador de la NASA James Webb que lo fue entre 1961 y 1968.
    Se enmarca dentro del denominado programa Orígenes de la NASA y también pretende encontrar las primeras luces de la creación del Universo, la primera radiación emitida tras el Big Bang, así como el estudiar la formación de estrellas en nuestra galaxia, buscar planetas en estrellas, etc. Como ocurrió con el Hubble, se vuelve a disponer el control de este ingenio en manos del Instituto de Ciencias del Telescopio Espacial.
    En su planificación, iniciada en 1996 si bien ya desde 1993 existen esbozos, se concibió una misión previa de demostración llamada Nexus, pensada inicialmente para 2003, que fue finalmente anulada. En 1999 los primeros estudios en firme se contrataron en 14.000.000$ a las empresas TRW y Ball Aerospace, y la Lockheed. Con la NASA trabaja también la ESA (en un 15%) y los canadienses de la CSA (en un 5%). Su diseño, el proyecto, se inició en 1996, cuando se pensaba en lanzarlo en 2009 y su principal componente sería un espejo de 6 m de diámetro (inicialmente pensados 8 m; el del Hubble fue de “solo” 2,4 m), y que tuviera carácter plegable para facilitar su llegada al espacio; además se quería que pesara 3 veces menos que el Hubble. Pero además, algunos aparatos debían estar enfriados a unos –240ºC. Sobre tales especificaciones, 5 empresas hicieron un total de 8 prototipos de espejos. La propuesta de la Lockheed Martin se concretaba en dotar al ingenio de un espejo de 6 m de diámetro. Se contempla la preferencia de sus observaciones en el IR y la espectroscopia desde una posición orbital a 1.500.000 Km de la Tierra, en el punto Lagrange 2, para evitar las principales perturbaciones que pudieran llegar de nuestro planeta; tal punto se sitúa más allá de la Luna en dirección opuesta al Sol. De tal modo, al contrario que su predecesor, el Hubble, el ingenio no tendría mantenimiento manual de astronautas, pero a cambio no necesitaría tanta refrigeración en gran medida por la alejada órbita. La cámara IR, encargada a la Universidad de Arizona, es capaz de captar objetos celestes 400 veces más débiles que los hasta entonces detectados.
    La nave lleva el módulo criogénico de instrumental científico llamado ISIM, así como el módulo electrónico de apoyo espacial SSM y el elemento óptico del telescopio OTE. El ISIM comprende a su vez 3 instrumentos de investigación (NIRCAM, MIRI y NIRSPEC) más el FGS, sensor de guía fina. Los 3 citados aparatos son cámaras y un espectrógrafo IR.
        El OTE lleva un espejo primario del telescopio, robusto y ligero, en segmentos que suponen, desplegados, 6 m de diámetro; en sus especificaciones o requerimientos se especificó que debía ser operativo entre -243ºC y -223ºC (al final serían -228ºC), sistema refrigerador que sería encargado a la Northrop Grumman Space Technology en abril de 2006 con plazo de entrega en 2010. El obturador que lleva es en realidad una red de 62.415 microobturadores de entre 100 y 200 micras distribuidos en 4 rejillas y en 365 columnas por 171 filas, sistema novedoso puesto a punto para este ingenio que tiene la ventaja de observación simultánea y selectiva de hasta 100 objetos celestes (dentro de un área observada, claro).
    Para protección del Sol lleva un escudo reflectante de 5 láminas flexibles de Kapton del tamaño de un campo de tenis (desplegado sobre un soporte), también diseñado por la Northrop Grumman, que soporta las temperaturas de incidencia directa del Sol a un lado y que permiten al otro trabajar así adecuadamente a los instrumentos y sin necesidad del limitado enfriamiento criogénico artificial y eliminando también la luz reflejada de la Tierra y la Luna. A la vez permite al ingenio mantener la debida orientación o alineación del espejo, y el carácter segmentado de éste le permite superar mejor los efectos perturbadores de la dilatación/contracción térmica.
    El espejo primario o principal viaja plegado y en su despliegue en el espacio, con motor, el ajuste ha de ser de solo 10 nanómetros; el mismo es el mayor nunca enviado al espacio para tal fin. Sobre el mismo también va montado el WFS&C para detección y control del frente de radiación llegada, sistema informatizado que procesa las imágenes y corrige las posibles deformaciones y aberraciones ópticas con la alineación o el desplazamiento compensatorio correspondiente de la parte óptica; el sistema recorre 5 fases desde la captura o lectura y primera alineación mecánica hasta el control preciso de la misma. El sistema óptico segmentado es alineado y comprobado por el WCT, para prueba del control del frente de ondas o radiación llegada, y consta del SM, módulo fuente, del TSM, módulo simulador del telescopio, y el AO, un banco de retraimiento óptico.
    El OTE supone además un espejo secundario, una estructura, el aislamiento para evitar la vibración generada por los mecanismos, así como otros elementos.
    El resto de la nave son los sistemas de comunicaciones, propulsión, control térmico, etc., necesarios para la navegación y el control del satélite.
    El presupuesto total inicial se estimó en 1.200 millones de dólares para un programa de 10 años. Pero a finales de 2005 tal cifra iba ya por los 4.500 millones de dólares, contando ya que el lanzamiento sería en 2013.
Hacia la mitad de 2002 la NASA eligió a la Universidad de Arizona para la construcción de la principal cámara IR del ingenio. El 10 de septiembre de 2002 se contrata a la empresa TRW para la construcción principal del satélite en la cantidad de 825.000.000$; también participan subsidiariamente la Ball Aerospace y la Eastman Kodak. La vida útil proyectada es de 10 años a partir de la satelización en 2011, o 2013.
    En septiembre de 2003 la NASA decidió que el espejo primario definitivo sería de 6,5 m de diámetro, en 18 piezas hexagonales de 1,3 m de diámetro y unos 40 Kg de peso, y desplegables, construido en berilio por la Ball Aerospace&Technologies Co. a petición de la principal contratista, la Northrop Grumman; la superficie de tal espejo es de poco más de 26 m^2. La ventaja del berilio está en su bajo índice de dilatación térmica. Cada segmento lleva además un recubrimiento de 3,4 gramos de oro. La forma final del espejo conjunto formado tienen 7,3 m por 3,65 m, siendo su estructura de grafito muy ligero y un peso total de 227 Kg. Así que para entonces la configuración del ingenio le dota de un diámetro plegado de 7,9 m, que son 18 m desplegado, una envergadura de 40 m y un peso de 6,2 Tm. Las dimensiones de longitud de 40 m son debidas fundamentalmente a los escudos solares para permitir el enfriamiento de los equipos.
    En septiembre de 2004, el Canadá contrataba para el ingenio su aportación, concretada en el FGS, sistema de guía fina.
    En 2010, tras una revisión del proyecto, se estimó que su coste iba a sufrir un incremento hasta elevar la cifra a los 6.500 millones de dólares y la fecha de lanzamiento habría de ser retrasada a septiembre de 2015. Mediado 2011, año en que estuvo a punto de ser cancelado el proyecto cuando ya estaba desarrollado en ¾ partes, se dice que la nueva fecha de disparo es “no antes de octubre de 2018”, elevando el presupuesto a los 7.000 millones de dólares, razón por la cual los políticos americanos amenazaban cortar la financiación lo que supondría más retraso. En agosto de 2011, nuevos cálculos económicos hacen aumentar la cifra a los 8.700 millones, que en 2016 son 9.000 millones, y por el momento solo parecen frenar la cancelación la presión de los socios internacionales (Europa y Canadá) por sus aportaciones.
    Las pruebas con el ingenio han de concluir mediado 2017 en Houston, desde donde lo han de llevar a Los Ángeles, a la Northrop Grumman para incorporarle la pantalla solar y volver a realizar más ensayos, aunque ya fuera de las cámaras dado el tamaño adquirido entonces. Finalmente, el JWST ha de ser embarcado para ser llevado a Kourou, vía Canal de Panamá, para su lanzamiento con un Ariane 5.


                        - MARS SAMPLE RETURN    ESA


FECHA PREVISTA DE LANZAMIENTO: 2011
DESTINO U OBJETIVO DEL VUELO...: MARTE.

    Proyecto del programa Aurora para traer muestras de terreno de Marte tras su recogida por varios rovers. Entre las muestras se fijaba la extracción de algunas del subsuelo de hasta 2 m de profundidad, donde se espera que la radiación no penetre y se pueda quizá hallar algún microorganismo marciano. El vuelo debió iniciarse en 2011 y la misión, MSR, de retorno hubiera debido volver entre 2014 y 2016 con la cápsula de muestras realizando la reentrada en nuestra atmósfera. Los proyectos previos fueron encargados a dos equipos: uno que comprendía las empresas italianas Alenia Spazio y ELV, la holandesa Dutch Space, la francesa Alcatel, y la MDR del Canadá; y otro a las EADS Astruim y algunas de sus subsidiarias, la británica RAL, la española SENER, la belga SAS, la italiana Galileo Avionica y la alemana Utopia Consultancies. Más tarde también participarían de las españolas GMV y AuroraSat, con la Universidad Politécnica de Valencia, en la fabricación de un sensor de navegación para la cita orbital en Marte, así como su antena UHF, los receptores de radio y la electrónica necesaria para todo el proceso.
    Con destino al proyecto, en 2005 se estudiaban 3 tipos de modelo de rover marciano, bautizados como ExoMars, ExoMars-Lite y BeagleNet. El esbozo de proyecto inicial fue presentado en 2005. El costo del proyecto se cifra en 2007 en 3.200 millones de dólares. El ingenio en líneas generales debía constar de 3 módulos principales, uno para orbitar el planeta, otro para aterrizar y un rover para recoger las muestras y depositarlas en el aterrizador del que despegaría un módulo de retorno con ellas que se acoplaría en órbita al primero citado; este último emprendería desde la órbita marciana su retorno a la Tierra. El plan de vuelo es el que se deduce en las anteriores frases sobre la misión de las partes de la sonda. El rover llevaría para la toma de muestras del subsuelo un taladro. El total de muestras a tomar del suelo marciano sería de ½ Kg y las mismas se han de introducir en un receptáculo esférico de 23 cm de diámetro del módulo de retorno.

                            - BEPI COLOMBO.    ESA-Japón

FECHA PREVISTA DE LANZAMIENTO: 2018
DESTINO U OBJETIVO DEL VUELO.....: MERCURIO.


    Inicialmente llamado Mercury Orbiter, se trata de un proyecto de la ESA europea para enviar una sonda a una órbita polar sobre Mercurio desde donde el ingenio ha de tomar fotografías de la superficie planetaria, y estudiar su campo de gravedad, así como la interacción con el viento solar; también se interesaba estudiar la estructura interna del planeta, posible campo magnético y atmósfera, etc. La misión se encuadra en el programa europeo Horizonte 2000 y en 1997 no había sido aun aprobada. En septiembre de 1999, el Comité del Programa Científico de la ESA acordó dar el nombre de Bepi Colombo al proyecto en honor del matemático e ingeniero italiano Giuseppe Colombo (1920-1984) que explicó el comportamiento orbital de Mercurio y que apuntó a la NASA la debida trayectoria para el vuelo histórico del Mariner 10.
    Se trata de una sonda dotada de 2 orbitadores y una subsonda de aterrizaje. La sonda principal, llamada MPO (Orbitador Planetario de Mercurio), de 360 Kg de peso, tiene forma de pirámide truncada y en 3 de sus caras se disponen células solares que aportan 420 vatios de energía eléctrica; la longitud de estos paneles es de 7,5 m. Destaca en la cima de la sonda una antena parabólica de 1,5 m de diámetro. Lleva 2 cámaras y 6 sensores para examinar el suelo del planeta desde una órbita polar. Una de las cámaras es de alta resolución, de 200 m normalmente, pero con posibilidad de obtener 20 m. Va también un espectrómetro IR de banda ancha para captar minerales, con resolución máxima de 120 m, y un espectrómetro UV, dotado de un espejo articulado, para el estudio de la luminiscencia de la exosfera del planeta y sus elementos. Otro aparato es un telescopio de 20 cm para tratar de localizar asteroides del entorno entre nuestro planeta y el Sol, así como un altímetro láser de 10 m de resolución para fines topográficos en Mercurio. Asimismo, se debía realizar un experimento de radio ciencia para el estudio de la gravedad del pequeño planeta y otros matices. En total, lleva 11 sistemas científicos, de ellos uno ruso y el resto europeos.
    El ingenio ha de llevar también una subsonda japonesa (JAXA) denominada MMO, (Orbitador magnetosférico de Mercurio), de 160 Kg de peso, para el estudio del campo magnético con 7 detectores. De forma cilíndrica y poca altura, las dos bases llevan radiadores de calor y el lado circular van las células solares que aportan 185 vatios de energía eléctrica a los sistemas. También lleva una antena parabólica de 1 m de diámetro. La sonda para evitar cargas electrostáticas lleva un emisor iónico y dispone de materiales exteriores de alta conductividad. Como aparatos científicos porta principalmente un magnetómetro con un detector de partículas y una antena de 0,7 m de longitud para captar las ondas ETM. En total, la MMO lleva 5 instrumentos científicos, uno de ellos europeo y los demás nipones. La MMO y la MPO viajan juntas en un receptáculo llamado MTM, módulo de transporte a Mercurio.
    Luego se incluyó otra sonda de unos 60 Kg de peso, llamada MSE (Elemento para la superficie de Mercurio), para intentar aterrizar en un polo de Mercurio, sobre los 85º de latitud Norte, gracias a un motor de propulsante sólido y realizar investigaciones in situ durante una semana. Inicialmente se concibe como un penetrador para el suelo o bien una sonda de aterrizaje suave con motores de propulsante líquido y airbag. El equipo científico pensado, además de 2 cámaras, iría en un pequeño rover dotado de un espectrómetro de rayos alfa para examen del terreno inmediato. También se incluiría un magnetómetro y un sismómetro.
    Con este módulo también llevaría un pequeño penetrador para liberar (al modo de la misión americana DS-2) e impactar en el suelo de Mercurio, pudiendo resistir hasta 1.700 ges. La parte penetradora podría llegar a 1 m de profundidad y tomaría datos que la parte exterior transmitiría a la sonda en órbita.
    La sonda se dota de un sistema impulsor SEPM que utiliza como propulsante gas xenón, cuyos iones pesados son acelerados con la energía solar; el empuje logrado con entre 3 y 5 motores de este tipo sería de 0,2 Newtons. La vida de tal sistema se estima en 2,5 años. Pero como sistema secundario para caso de fallar en el frenado necesario para la inserción en órbita del planeta, también llevaría un motor de propulsión química CPM de 400 Newton, además 8 motores menores de una potencia unitaria de 20 Newtons.
    Todo el conjunto de la sonda pesaría 2.272 Kg.
    El lanzamiento se fija inicialmente para el año 2006, más tarde para 2009, luego para 2010, después para 2013 y aun posteriormente para enero de 2017, y en su vuelo hacia Mercurio, de 4 años de duración, ha de utilizar en 4 ocasiones impulsos gravitatorios sobre Venus, la Luna, la Tierra y el propio planeta Mercurio. Su vida activa sobre el citado planeta se fija en casi 9 meses, equivalentes a 3 vueltas del mismo al rededor del Sol. Como lanzador se pensó en el Ariane 5, cuya potencia podría acortar el vuelo hasta una duración de 2,5 años, o en dos cohetes rusos Soyuz FG, uno para la sonda principal y el otro a las otras dos sondas, durando entonces el vuelo en torno a los 3,5 años y necesitando ayuda gravitatoria selenita.
    Una vez en Mercurio, el plan fijó que la sonda estuviera en órbita entre 400 y 1.500 Km de altitud, dando una vuelta al planeta cada 2 h 20 min aproximadamente. La sonda menor orbital, MMO, debería orbitar girando sobre sí misma a 15 rpm durante una vida de un año aproximadamente de vida útil, en una órbita polar de 11.800 Km de apoapsis por 400 de periapsis.
    En junio de 2003 se informó que la con la ESA colaboraría el Japón, evaluada en unos 100 millones de dólares. A principios de noviembre siguiente, tras una reducción de presupuestos, se anunció que la sonda de aterrizaje sería suprimida, por lo que solo quedaban las dos destinadas a orbitar el planeta.
    A finales de febrero de 2007 se aprobó el proyecto y la empresa principal que se adjudica el contrato de diseño y construcción es la Astrium GMBH, firmando el contrato correspondiente al desarrollo industrial el 18 de enero de 2008 en la localidad alemana de Friedrichshafen. El costo del contrato es de 350,9 millones de euros. Pero a los mismos hay que sumar 200 millones para el instrumental científico aportados por varias entidades, centros e institutos de Europa. El coste total de la misión asciende a principios de 2008 a 665 millones de euros contando con una misión hasta 2020. Pero en 2015 la cifra sube ya a 1.165 millones de euros.
    En la primavera de 2009 se sumó al proyecto la NASA aportando un espectrómetro de masas denominado Strofio para el estudio de la atmósfera de Mercurio.
    Al momento de la presentación de la misión, a principios de 2012, el lanzamiento está fijado para 2.014, con previsión de llegada al destino en noviembre de 2.020. Un año más tarde, la previsión retrasa en al menos un año las fechas.

                            - SOLAR ORBITER        ESA

FECHA PREVISTA DE LANZAMIENTO: OCTUBRE 2018
DESTINO U OBJETIVO DEL VUELO.....: ASTRONOMÍA SOLAR.

    Proyecto europeo (ESA) parecido al Solar Probe americano para enviar una sonda a una órbita solar a solo 20-30 millones de Km (más tarde serían 42 millones) del astro rey  para tomar fotografías del mismo y hacer mediciones del viento solar, así como estudiar sus emisiones de partículas, regiones polares, etc.; se pretende estudiar formaciones en la corona solar de solo 35 Km de diámetro. En el mismo se aprovecha la tecnología utilizada en la sonda Bepi Colombo y se prevé la asistencia gravitatoria en Venus. Participaría en el proyecto el Instituto de Astrofísica de Canarias con el diseño de instrumental. 
     La órbita solar que se le fija al final es una elíptica de 0,9 UA de afelio (casi la órbita de la Tierra) y 0,28 UA de perihelio. El Orbiter Solar es pues un ingenio en órbita solar para estudios solares, especialmente de los fenómenos de la atmósfera solar y el viento solar y sus fuentes con una resolución 10 mejor que la utilizada hasta entonces; los detalles a captar se pretendió que fueran de unos 100 Km de diámetro y de 35 Km en el caso de la atmósfera solar, pero luego se rebajarían a una máxima de 160 Km.
    Su trayectoria permitiría un encuentro con Venus para aprovechar la gravedad del mismo y rectificar así la inclinación de su orbita solar para sobrevolar los polos del astro rey al cabo de 5 o 6 años de vuelo con un ángulo de 38º respecto a la eclíptica; inicialmente se pretende que al menos dé 5 órbitas en torno al Sol durante 2,5 años. Anteriormente ya había sobrevolado los polos la sonda Ulysses, pero la misma no llevaba cámara como la de esta sonda.
    El ingenio se proyecta inicialmente con un peso al partir de 1.308 Kg, de ellos 130 Kg de instrumental. El mismo debía medir 3 por 1,6 por 1,2 m. Luego, en 2009, el proyecto fijaba un peso de 180 Kg en total.
    Dado que se ha de situar muy cerca del Sol, teniendo que soportar temperaturas calculadas en 520ºC, se le dota de un escudo térmico de 2,4 m por 3,1 m integrado por un material especial constituido principalmente de acero inoxidable, titanio, aluminio, y fosfato de calcio obtenido de carbón de huesos quemados. Tal parasol tiene las aberturas necesarias en su lugar para que los aparatos de investigación reciban la radiación a estudiar.
    El sistema de propulsión para la orientación es eléctrico solar, SEP. La estabilización se realiza sobre los 3 ejes. Para las comunicaciones se utilizaría la Banda X con la antena de baja ganancia y la Ka con la antena de alta ganancia de 1,5 m de diámetro. La energía disponible a bordo serían 125.
    Como aparatos científicos, 10 en total, lleva detectores de radiación y partículas para detección del viento solar y los campos magnéticos, así como de átomos neutros interplanetarios de procedencia solar, y para el estudio de las diversas radiaciones emitidas por el Sol en varias bandas (visible, UV y equis).
    El instrumental se dispone en dos conjuntos, uno con detectores de partículas energéticas, detector de polvo interplanetario, detector de partículas neutras, detector de neutrones solares, analizador de viento solar, analizador de ondas de radio y plasma, y magnetómetro. El otro paquete de instrumental lleva una cámara de imágenes y un espectrómetro de alta resolución en el UV extremo, un radiómetro, un coronógrafo en la banda visible y el UV extremo, un magnetómetro y un telescopio de alta resolución en banda visible. Han de participar PI de las naciones europeas Alemania, Bélgica, España, Francia, Italia, Reino Unido y Suiza, más los Estados Unidos que aporta, además de un sensor y otro instrumento, el cohete lanzador.
    El lanzamiento se proyectó para ser realizado con un cohete ruso Soyuz-Fregat en la base de Baikonur, aunque luego se cambió por un Atlas americano. El programa se contempla para una duración de 7 años. El proyecto fue aprobado inicialmente en octubre de 2000 y definitivamente en el 4 de octubre de 2011. Su lanzamiento se preveía en 2000 para 2008 y el programa se desarrollaría hasta 2013, si bien luego se retrasó la partida a 2012, en 2007 a 2015 y luego a 2017, reajustando en 2007 el presupuesto a 300.000.000€.
    El 26 de abril de 2012 se adjudica el contrato para la construcción del Solar Orbiter a la empresa Astrium en el Reino Unido por el importe citado.
    El detector de partículas energéticas, EPD, de la sonda ha de ser desarrollado por la Universidad de Alcalá de Henares, Madrid, colaborando Alemania, Estados Unidos, Finlandia y Corea del Sur. El EPD lleva en realidad 5 detectores de distintas frecuencias en distintos lugares del ingenio. Es PI Javier Rodríguez-Pacheco.
    Otro instrumento, el llamado SOPHI, es uno de los mayores y más complejos de a bordo y en el mismo participa el Instituto de Astrofísica de Andalucía del CSIC, así como el INTA, el Instituto de Astrofísica de Canarias y las universidades de Barcelona, Valencia (GACE/LPI) y la Politécnica de Madrid. En general la participación de España de un 40%, la alemana del 45%, la francesa de un 10%, y el resto de varios otros países. Su peso es de unos 32 Kg y lleva dos telescopios para imágenes, polarimetría y espectroscopia. La misión de tal sistema es cartografiar el campo magnético del Sol y medir la velocidad del plasma fotosférico. El consumo del instrumental es de unos 30 vatios.



                            - INSIGHT        USA

FECHA PREVISTA DE LANZAMIENTO: 2018
DESTINO U OBJETIVO DEL VUELO.....: MARTE.

   Proyecto de exploración del interior de Marte anunciado y aprobado en 2012 para tratar de establecer la evolución global del mismo. Debe llevar instrumental de sondeo que permita aclarar la geología general del planeta, su núcleo, y todas sus características, y su comparativa con las de nuestro planeta. La sonda se ha de construir aprovechando en parte tecnologías empleadas para la sonda Phoenix y se quiere inicialmente que lleve un aparato geodésico, dos cámaras y un brazo mecánico robotizado. Se pretende perforar el suelo marciano entre 3 y 5 m. La duración proyectada de la misión básica es de 2 años.
    Los principales instrumentos de la misión, son:

    Llevará además instrumental denominado RISE, así como el llamado TWINS para mediciones del viento y las temperaturas, cuyo desarrollo es realizado por el Centro de Astrobiología español que también realizara un instrumental similar para la sonda marciana Curiosity. Costa de dos pequeños brazos horizontales con sensores. El 16 de junio de 2015 España (INTA y CDTI) firma en París el acuerdo de participación en la misión consistente en aportar el instrumental similar al REMS, constituido por sensores meteorológicos basados en los ya utilizados en la misión del rover Curiosity.
    También lleva un chip con los nombres de quienes se quisieron apuntar en un programa al efecto.
    Previsto el vuelo para llegar el 28 de septiembre de 2016, la misión allí ha de durar unos 2 años, sin capacidad para moverse del lugar de aterrizaje. Estará a cargo del JPL californiano, pero se prevé la colaboración de Alemania y Francia en el instrumental, respectivamente una sonda subterránea para estudiar el flujo del calor interior y un analizador de ondas sísmicas. El coste del proyecto es inicialmente de 425 millones de dólares más el lanzador y labor posterior.
    El septiembre de 2013, los lugares elegidos por el JPL para el amartizaje se limitaban a cuatro tras una selección entre 22. Los 4 están en la zona llana ecuatorial marciana de Elysium Planitia, entre los 130 y 140º de longitud Este, muy cerca del Ecuador. Cada área de aterrizaje es una elipse de 130 Km por 27 Km (respectivamente de Este a Oeste, y de Norte a Sur en el mapa marciano).
Se prevé su lanzamiento en Vandenberg, el primero a Marte desde tal lugar.
    Con la sonda se pretende que vayan dos pequeños ingenios de apoyo en las comunicaciones, llamados MarCO, constituidos en cubesats gemelos, los primeros en vuelo interplanetario. Actuando como repetidores en las comunicaciones en las fases de llegada, descenso y aterrizaje de la sonda principal, han de facilitar la información sobre la misión. Este modelo, construido por el JPL y miden 36,6 cm por 24,3 cm por 11,8 cm. Son llamados MarCO-A y MarCO-B, y utilizan la banda UHF para recepción, y la Banda X para transmitir y recibir. A su separación al llegar a Marte, los dos ingenios han de abrir antenas y dos paneles solares, y navegan separados de la nave principal INSIGHT.
    A finales de 2015 se anuncia el retraso del lanzamiento, entonces previsto para marzo de 2016, tras encontrar fugas en unos contenedores de vacío del instrumental sísmico de la sonda. La nueva fecha de partida será en 2018 al sobrepasar la ventana de lanzamiento prevista y considerando la posición orbital de Marte.

                            - EUCLID        ESA

FECHA PREVISTA DE LANZAMIENTO: 2020
DESTINO U OBJETIVO DEL VUELO...: ASTRONOMÍA.

    Ingenio para la observación de las zonas oscuras del Universo para su cartografiado y el estudio de las galaxias (hasta 2.000 millones), de la energía y materia oscuras, de la expansión del Universo, etc., hasta una profundidad de campo de hasta los 10.000 millones de años-luz. El proyecto fue propuesto en 2007 y seleccionado por la ESA el 4 de octubre de 2011 siendo aprobado definitivamente el 20 de junio de 2012, iniciando entonces su desarrollo. Ha de llevar una cámara de alta resolución en banda visible de 576 millones de píxeles y otra en IR cercano con un espectrómetro, siendo el instrumento base un telescopio de 1,2 m de diámetro. La sonda ha de tener 2.160 Kg de peso y medir 4,8 m de longitud por 3,7 m de diámetro.
    Participan en la misión un centenar de centros e instituciones de investigación, y unos mil científicos de 13 naciones. A principios de 2013 la NASA optó oficialmente por sumarse al proyecto y aportar 20 detectores en el IR cercano; además 40 científicos americanos pasarían a participar en el desarrollo del instrumental y el posterior análisis de datos. La empresa contratista principal de la sonda es Thales Alenia Space en Italia.  La empresa española SENER es la encargada de hacer su sistema de control y actitud orbital AOCS con una altísima precisión en la estabilidad para el adecuado apunte del telescopio. A otra, Thales Alenia Space España, se le adjudicó el sistema de comunicaciones en todas sus fases de desarrollo y construcción por un importe superior a los 30 millones de euros. Airbus Defence and Space de Francia es la encargada de la parte del telescopio y otras partes de la carga útil.
    La órbita elegida es el punto Lagrange 2, o L2, a unos 1.500.000 Km de la Tierra. Los enlaces de comunicaciones con la sonda se fijan para 4 h diarias y se han de usar las bandas X y K con velocidad máxima de 74 MB/seg con la antena de alta ganacia. Vida útil prevista de 6 años. Se prevé lanzar con un cohete ruso Soyuz en Kourou en diciembre de 2020.

                                - MARS 2020    USA

FECHA PREVISTA DE LANZAMIENTO: JULIO 2020
DESTINO U OBJETIVO DEL VUELO.....: MARTE.

     Proyecto para enviar un rover a la superficie de Marte, el Mars 2020, y continuar la labor del Curiosity, para el estudio del entorno marciano, y buscando indicios de vida que hubiera podido tener en el pasado el planeta. Se pretenden analizar los distintos parámetros del entorno como todo tipo de incidencias meteorológicas, ciclos, presión, humedad, temperaturas, vientos, radiación de todo tipo (visible, IR, UV, etc.) y otros. También se pretende que recoja muestras del terreno y probar otras tecnologías en preparación de futuras misiones dedicadas a tal labor más a fondo.
    El rover vuelve a ser un vehículo de 1 Tm de peso aproximadamente, con 6 ruedas, dotado de una torreta o mástil y un brazo mecánico, ambos con instrumental de investigación.
    Entre los instrumentos elegidos para incluir figura el MEDA, analizador de la dinámica del entorno marciano, propuesto por el Centro de Astrobiología español del CSIC y el INTA. Pero además en tal instrumental ha de participar las universidades del País Vasco, Alcalá, y el Instituto de Química Física Rocasolano, todos ellos españoles. Los entes participantes extranjeros son: la Universidad de Padua en Italia; el Instituto Meteorológico de Finlandia; y los americanos, el JPL y el Centro Goddard de la NASA, el Ashima Research, el John Hopkins Applied Physics Laboratory, la Universidad de Michigan y la Texas A&M University.
      España (INTA y CDTI) también aporta la HGAS, una antena de alta ganancia; el acuerdo se firma el 16 de junio de 2015 en París.
    Asimismo lleva: para estudios geoquímicos y de la vida en el terreno de Marte, la llamada SuperCam, que incluye un analizador por ablación láser de las piedras y espectroscopio óptico, llamado LIBS; para estudios de minerales y la búsqueda de materia orgánica van espectrómetros Raman y de IR; un sistema recolector y conservador de muestras de terreno; y una cámara para obtener imágenes en alta definición.
    La SuperCam va en el mástil del rover con un telescopio. En su sistema de calibración colaboran las universidades españolas de Valladolid, del País Vasco, la Complutense madrileña y la de Málaga; a tal efecto se firma un convenio en 2014 con la Universidad de Valladolid en cabeza. Su alcance va de 2 m a 10 Km. En general, en este instrumental colaboran más de 40 científicos de los Estados Unidos, España, Canadá, Francia y Dinamarca. Su responsable principal, PI, es Roger Craig Wiens del Laboratorio Nacional de los Álamos (Nuevo México).
    Otro instrumento será el MOXIE para probar a producir oxígeno en Marte. Aun en pequeñas cantidades, se trata de ensayar la posibilidad de transformar el CO2 de la atmósfera del planeta para liberar el oxígeno por un lado y monóxido de carbono por otro. Esto es un aspecto fundamental para lograr este recurso in situ en futuros vuelos tripulados, y no digamos nada en la muy lejana colonización de Marte. Utiliza el instrumental un proceso inverso al de la célula de combustible con ayuda eléctrica. Es un proyecto del JPL y el MIT (Cambridge) y es PI  Michael Hecht.
    Previsiblemente la sonda, partiendo en julio de 2020, ha de llegar a Marte en febrero de 2021 y su programa básico se ha de desarrollar hasta agosto de 2023. El sistema de aterrizaje en Marte proyectado es el mismo que se utilizó con el rover Curiosity (verlo).
 


                        - OTROS PROYECTOS.


    Proyectar es relativamente fácil. Lo difícil es luego sacar adelante la idea y financiarla. Existen una infinidad de proyectos y muchos intentos de desarrollo de algunos. Para cada cuerpo de nuestro Sistema Solar, si exceptuamos parte de los asteroides y cometas, hay varios planes de envío de sondas interplanetarias.

USA.
    Entre los proyectos norteamericanos de sondas interplanetarias que se han quedado en los planos o pendientes de realizar aun a más largo plazo, se citan:

EUROPA ICE CLIPPER. Propuesta de proyecto para descender al suelo del mismo satélite joviano y clavar en el mismo un proyectil de 20 Kg para luego recoger el material expulsado, capturarlo en una cápsula y devolverla a la Tierra 12 años más tarde. Otro proyecto alternativo sería llevar un robot allí para derretir el hielo de la superficie y bajar al posible océano que hubiera debajo como si de un submarino se tratara. Las pruebas en cualquier caso para ensayar la penetración en el hielo se pensaron para llevar cabo sobre el lago Vostok de la Antártida, de un espesor de unos 3 Km de hielo. El lanzamiento de la sonda se pensaba en 1998 realizarlo para el 2001 con llegada a Europa en el 2006.

MARS FLYER. Proyecto estudiado desde 2006 por el NRL, el AFRL y la NASA (Centro Ames) para situar en la atmósfera marciana una sonda aérea que flotaría por la débil envuelta gaseosa del planeta a baja altura tomando datos de la misma e imágenes del suelo, con sondeos del subsuelo en busca de agua. Su vuelo en la atmósfera marciana se sustentaría gracias un ala delta desplegable, y finalmente aterrizaría de forma controlada.

MARS TELECOMMUNICATIONS ORBITER. También estudió el envío Marte del primer satélite marciano de telecomunicaciones entre el suelo del planeta y la Tierra, y el que llevaría un aparato denominado MLCD, creado por la NASA y el MIT, capaz de transmisiones de datos a una velocidad de 128 KB/seg; pero el proyecto, de 500 millones de dólares de costo, fue suspendido en 2005 por falta de fondos presupuestarios.

VENUS ATMOSPHERIC PROBE. Proyecto para estudios fisicoquímicos de los planetas Venus y Mercurio.

VENUS MULTIPROBE. Proyecto, de un costo de 225 millones, para enviar 16 cápsulas sobre la atmósfera de Venus. El lanzamiento en un principio se había previsto para 1999.

También para la exploración de la atmósfera de Venus se trabaja en 2007 en una sonda portadora de dos globos de 5,5 m de diámetro llenos de helio para flotar a 56 Km de altura en tal medio gaseoso del planeta. Podrían dar la vuelta al planeta en 4 días arrastrados por los vientos, pero solo se les confiere unos 12 días de vida útil.

URANUS PROBE. Sonda tipo Mariner Mark 2 de la NASA para el estudio de la atmósfera de Urano, su composición química y dinámica. Se estudió su lanzamiento en el Shuttle.

TITAN PROBE. Sonda para trazar un mapa por radar del satélite Titan de Saturno.

SATURN ORBITER. Ingenio para satelizarse en Saturno y estudiar el planeta desde tal posición.

SATURN PROBE. Proyecto para enviar al interior de la atmósfera de Saturno una sonda, como se hizo con el Galileo en Júpiter.

CRAF. Proyecto de encuentro con un asteroide en colaboración con Alemania; el constructor sería la MBB. Previsto lanzar en 1997, fue cancelado en 1992. Se pretendía sobrevolar en formación el cometa Kopff, o el Wild 2, para examinarlo durante 3 años hasta llegar cerca del Sol. Debería haber llevado unos penetradores para incrustarse en la superficie del cometa y transmitir datos. Un proyecto parecido que le sucedió de alguna manera fue el Deep Impact.

MESUR. Proyecto conjunto con los europeos para el envío de 12 módulos de descenso a Marte, en principio para 1999, que contendrían otros tantos rover o ingenios autopropulsados.

SYESS-UREY. Proyecto para obtener por vez primera con una sonda interplanetaria partículas del viento solar en el año 1999 y volver a tierra en el 2002. Coste previsto del proyecto es de 214 millones dólares en 1996.

LUNAR RETRIEVER. Proyecto de la empresa Applied Space Resources Inc. para lanzar en septiembre del 2000 una sonda para alunizar en el Mar de la Tranquilidad, recoger 10 Kg de muestras de suelo y volver con las mismas a la Tierra. El objeto de las muestras sería puramente el comercial y especulativo para venderlas troceadas a buen precio, como si de piedras preciosas se tratara, aunque también se permitiría primero a los científicos su examen. El estudio previo apunta a un coste de la misión de unos 100 millones de dólares y el posible precio de venta, consideradas anteriores subastas de tal material, podría ser a 2.200 $ el miligramo.

ALADDIN. Proyecto de la NASA para tomar muestras de terreno de los satélites marcianos Fobos y Deimos previo impacto en su superficie de proyectiles que les arrancarían las mismas y las que serían recogidas por la sonda en sobrevuelo cercano. El coste del proyecto se cifró en 248.000.000 $.

INSIDE JÚPITER. El proyecto INSIDE consiste en el envío de una sonda a Júpiter para, desde una órbita sobre el mismo, estudiar su estructura gaseosa interna y la magnetosfera. El costo del proyecto es inicialmente de 227.000.000 $ que en 2001 eran ya 296 millones.

VESPER. Proyecto del programa Discovery de sonda para el estudio químico de la atmósfera de Venus, su composición y dinámica. Proyecto de un coste calculado en 196.000.000 $.

En el verano de 2001, dentro del llamado proyecto Kitty Hawk 3, se ensayó el planeador Orville por parte del Centro Ames de la NASA cara a su uso en la atmósfera marciana. El modelo fue llevado por un globo a unos 30,8 Km de altura sobre Oregon y soltado allí para ver su comportamiento aerodinámico en el planeo. Tal ingenio, de alas plegadas en el curso del vuelo hasta Marte, debía luego ser dotado de hélice y llevar entre su carga útil cámaras e instrumental de investigación.

Otro proyecto americano, esta vez en colaboración con los europeos, prevé también para el estudio de Marte una sonda a lanzar con un cohete europeo Ariane 5 en el 2003, bajo un costo de solo 50 millones de dólares. La sonda, de un peso de menos de 200 Kg, llevaría un pequeño aeroplano de solo unos 200 Kg de peso y largas alas para sobrevolar la superficie marciana.

MARS TUMBLEWEED. Proyecto de 2003 de la Universidad del Estado de Carolina del Norte en colaboración con la NASA para enviar sondas baratas, muy ligeras y en forma esférica (tumbleweed, o planta para rodar) que podrían ser desplazadas únicamente por los vientos marcianos. Tomarían datos sobre la atmósfera del planeta rojo y también del suelo en distintos sitios en que se detuvieran. Un prototipo para el estudio del tipo de ingenio fue llamado TED.

JIMO. Proyecto para el estudio de las lunas de hielo de Júpiter (principalmente Ganímedes, Europa y Calisto), enmarcada en el llamado plan Prometheus de la Iniciativa de Sistemas Nucleares, pretendiendo usar tal energía en la exploración de los planetas lejanos. En principio, la sonda se debía adjudicar en agosto de 2004 y su lanzamiento se preveía así para 2011. Su estudio inicial fue contratado por la NASA en junio de 2003 a la empresa Lockheed Martín por 6 millones de dólares. En los meses siguientes se informó que el JPL contrataba a la Boeing y otras empresas para el estudio del sistema propulsor. Para el mismo se estudió un motor iónico llamado HIPEP alimentado con energía nuclear y de ionización por microondas de gas xenón; su primer ensayo en el centro Glenn se realizó a fines de 2003 operando a 12 kW con velocidad de eyección de masas en torno a los 70.000 m/seg y un eficaz impulso específico de 6.000 seg o más. Otro, el NEXIS, actuó por entonces –12 de diciembre de 2003- con una potencia de 20 kW, con alimentación eléctrica ordinaria (no nuclear), y que se preveía que podría funcionar 10 años con 2 Tm de propulsante. En la primavera de 2004, la NASA hizo saber el proyecto con los detalles técnicos requeridos a 3 entes empresariales del sector para que presentaran propuestas concretas al respecto antes de julio siguiente. De las mismas resultó que la NASA contrató el diseño de la sonda a la Northrop Grumman Space Technology por 400.000.000$, con plazo hasta 2008. A principios de 2005, por falta de fondos, la nueva fecha de partida es ya 2015. Poco después el proyecto se declaró cancelado.

LATOR. Proyecto de 2004 de colocar en órbita solar dos sondas para comprobar, con ayuda de la ISS y satélites en órbita terrestre, las teorías de Einstein. Cada sonda sería de 1 m de diámetro y estaría en una órbita solar más alejada y lenta que la de nuestro planeta hasta situarse en oposición al mismo para formar un triángulo. Desde tal posición se enlazaría por láser entre los dos ingenios y la Tierra, de modo de uno de los rayos pasaría cerca del Sol y, según la teoría de Einstein, sería desviado por la masa de la estrella. Desde la ISS, un sistema interferométrico mediría el grado de la desviación con una resolución de hasta 0,02 microarco de segundo. El programa se ejecutaría hacia 2010.

LUNAR LANDER. Proyecto de sonda de la NASA (Centros Goddard y Marshall) para complementar la labor de la LRO, previas ante el planeado retorno humano a la Luna. La sonda debe alunizar hacia 2010 con la misión de obtener datos sobre recursos para utilizar por el hombre (hielo y minerales) y ejercitar el descenso con la máxima precisión en áreas concretas. En 2007 se estimó que la misión no era imprescindible y el presupuesto del proyecto quedó congelado.

MOONRISE. También dentro del programa New Frontiers, en 2004 se iniciaron estudios de un proyecto de la NASA para enviar 2 sondas al Polo Sur selenita, donde se cree que hay agua congelada. Las dos sondas de alunizaje tienen por misión tomar 2 Kg de muestras de suelo. El estudio inicial del proyecto tiene un presupuesto de 1.200.000$. La misión se pretendería realizar en 2010.

ROLSS. Proyecto de la Universidad de Boulder en Colorado para el estudio de las ondas de radio del Sol desde la Luna, así como investigar otros parámetros solares. Para lograr tales fines se propone enviar una serie de antenas en material ligero que se desplegarían en la Luna. 

Resource Prospector. Proyecto de exploración lunar de la NASA en colaboración con Canadá enviando un rover en 2018 al cráter Cabeus, junto al Polo Sur selenita, para obtener y analizar muestras de terreno tratando de lograr vapor de agua, oxígeno e hidrógeno. Se trata de desarrollar técnicas que puedan luego ser aplicables tanto en la Luna como otros cuerpos celestes.

Sentinel. Proyecto de sonda para enviar a una órbita sobre Venus y observar desde allí con un telescopio IR nuestra alta atmósfera en busca de meteoritos grandes y pequeños asteroides a fin de establecer una estadística fiable del bombardeo de meteoritos de cierta importancia sobre nuestro planeta y en definitiva poder prevenir impactos catastróficos. Se prevé su disparo con un cohete Falcon X-9 no antes de 2018. El costo estimado en 2014 de la misión es de 250 millones de dólares que podrían ser aportados por entidades privadas como la Fundación B162, promotora de tal observatorio.

ARRM. Sonda robotizada para extraer una roca de varias Tm de un asteroide (de hasta 6 m y unas 20 Tm) y tratar de traerlo hacia una órbita sobre la Luna. Allí puede ser luego estudiada por una futura tripulación de astronautas, aunque también por otras sondas automáticas o no tripuladas. Su diseño se inicia a finales de 2015 y contempla el uso de “propulsión iónica solar de alta energía”; para ello llevaría paneles solares de 50 kilovatios. No solo se pretende probar tal tecnología, sino que además se aprovecharía para estudiar el material del asteroide a una escala superior. En 2015 se piensa que tal sonda puede ser lanzada a fines de 2020. Inicialmente se contemplan como posibles asteroides objetivo estos tres: Itokawa, Bennu o 2008EV5. Los estudios iniciales son encargados a principios de 2016 a las empresas Lockheed Martin Space Systems (Littleton, Colorado), Boeing Phantom Works (Huntington Beach, California), Space Systems/Loral (Palo Alto, California) y Orbital ATK (Dulles, Virginia).

TWA. Proyecto para hacer un prototipo de sonda aerorobótica de la NASA para volar por la atmósfera de Titán. En agosto de 2016, tal Agencia anunció la elección de las empresas Global Aerospace Corporation (GAC) y Northrop Grumman (NGAC) para confeccionar el proyecto citado. Para tal tipo de aerosonda se parte del modelo TLEAF de la Grumman. Tal ingenio ha de regular la presión como un aeróstato, tener una aerodinámica como un planeador y tener una maniobrabilidad aceptable para poder evolucionar por la atmósfera de tal satélite de Saturno. Como sistema energético para el mismo se prevé el radioisotópico. Desde su privilegiada posición aérea, la sonda iría recorriendo Titán y tomando datos y parámetros de la atmósfera y su composición, y de la superficie y subsuelo con imágenes de radar, IR y en banda visible.

LUCY. Proyecto (13º del programa Discovery) de la NASA para lanzar en octubre de 2021 una sonda para el estudio del Sistema Solar en sus orígenes, visitando la zona donde están los asteroides troyanos de Júpiter, considerados residuos de la materia original de la que se formaron los planetas. Se pretende llegar en 2025 a un asteroide del Cinturón principal en primer lugar para entre 2027 y 2033 visitar 6 más troyanos de Júpiter. Fue anunciado por tal Agencia el 4 de enero de 2017. Debe su nombre al dado al famoso fósil de homínido hallado en 1974 en Etiopía.Es PI Harold F. Levison del Instituto de Investigación del Suroeste, en Boulder, Colorado. La sonda lleva tecnologías perfeccionadas que se incluyeron en las anteriores misiones New Horizons y OSIRI-REX.

PSYCHE. Proyecto (14º del programa Discovery) de la NASA para lanzar en octubre de 2023 una sonda para el estudio del Sistema Solar en sus orígenes, visitando en 2030 al asteroide de igual nombre que la misión y el que se cree que tiene elevado y excepcional contenido de hierro y níquel; quizá sea el núcleo de algún protoplaneta que logró su intento durante la formación inicial del Sistema Solar. Fue anunciado por tal Agencia el 4 de enero de 2017.

    Otro proyecto de la NASA, dado a conocer en Orlando en abril de 2013, consiste en redirigir un asteroide pequeño, de unos 7 m y unas 500 Tm de masa, para que sea capturado en una órbita sobre la Luna. Allí recibiría luego una nave tripulada que ensayaría diversas técnicas, algunas con la vista puesta en Marte para 2030 e indudablemente para el estudio de asteroides y de su posible control en aquellos casos que puedan suponer un riesgo de impacto en la Tierra. El proyecto se presupuesta entonces en unos 100 millones de dólares para las labores previas o iniciales, y se pretende incluirlo en el presupuesto para 2014. En tal momento aun no se tiene perfilado qué asteroide sería el adecuado para el proyecto, que se pretende empezar a llevar a cabo en 2019 con el vuelo no tripulado al asteroide para, una vez sujeto en una especie de red, comenzar a desviarlo con su motor. El vuelo tripulado hacia el mismo podría entonces tener lugar en 2021.

    En cuanto a la futura colonización de la Luna, la NASA, a través de su Centro Ames, piensa probar el cultivo de los primeros vegetales allí y ver en qué medida se desarrollan y resultan afectados por la radiación y la débil gravedad selenita. La sonda, con el semillero en una cámara sellada y para exposición al Sol en suelo lunar, se piensa enviar en 2015. Los vegetales propuestos son, en semillas, un ciento de berros, diez de nabos y diez de albahaca, e irán sobre un especie de lámina con filtro y abono disuelto; la germinación se calcula entre cinco y diez días, y recibirán agua de un depósito a través del filtro. Una cámara tomará fotografías regularmente y las enviará a la Tierra para observar el crecimiento.

    Los norteamericanos, en el JPL, para el estudio de Marte con un flotilla de pequeños robots a finales de siglo XX planearon el uso de músculos artificiales y en España, en la Universidad del País Vasco, se estudió al respecto el uso de plásticos sometidos a corrientes eléctricas que alteran así su forma haciendo tal función; tales son realizados en láminas de polímeros. De tal modo se consigue un apreciable abaratamiento al tener menos peso que los sistemas de cables e hidráulicos.

RUSIA.
    Tanto en los últimos años de existencia de la antigua Unión Soviética como en la nueva Rusia, los proyectos de sondas interplanetarias fueron sido drásticamente recortados o anulados. Además, los pocos desarrollados fueron un fracaso y eso influyó negativamente en el posible desarrollo de nuevos proyectos. Entre los que se quedaron en tierra figuran los siguientes junto con otros aun pendientes de llevar a cabo:

VENERA 17. Los rusos tenían previstos más vuelos a Venus de su serie Venera. El último enviado había sido el Venera 16 en 1983 y el siguiente se había fijado para lanzar en 1991. Era una sonda con colaboración francesa que contendría 2 cápsulas para aterrizar en Venus y debía luego proseguir viaje hacia el asteroide Vesta. Nunca llegó a partir.

LUNA 25. Para 1990 se tenía previsto el lanzamiento del Luna 25, luego de 14 años de inactividad lunar por parte de la URSS. El peso se calculó entre los 300 y 500 Kg. La previsión fijaba llevar el ingenio a una órbita polar circular de 100 Km de altura, desde donde, con 13 instrumentos, se pretendía realizar completos mapas geoquímicos de la Luna y otros ensayos. Francia participaría en la misión.

LUNA 26 y LUNA 27. Tras el proyecto no realizado del Luna 25 anterior, en 2016 los rusos vuelven a tener presente al mismo y otros dos ingenios para lanzar hacia la Luna con ayuda de la ESA. Son los nuevos proyectos de los llamados Glob, Resurs O y Resurs 1 y se fijan para el período entre 2018 y 2025. El Luna 25 se podría enviar al Polo Sur con la misión de alunizaje y estudiar su agua helada. Otra sonda posterior traería muestras del terreno de tal lugar para traer a la Tierra.

MISR. Misión conjunta con los americanos para un vuelo automático a Marte con regreso a la Tierra y traída de muestras de terreno marciano.

VESTA. Proyecto franco-ruso para el disparo en 1994 de dos sondas, construidas con apoyo del CNES y la ESA, para sobrevolar 3 o 4 asteroides y 1 cometa, y estudiar así tales objetos.

LUNA-GLOB. Proyecto también llamado Selena de la empresa rusa Lavochkin para enviar en 2009 con un impulsor Molniya-M un orbitador lunar y 3 penetradores de unos 250 Kg a otros tantos puntos del suelo selenita en busca de agua helada.

ISELA. Proyecto de la empresa rusa Lavochkin para realizar una sonda para alunizar basada en el diseño de las Mars96 y Fobos. Para su financiación se pretendía que fuera participada por centros de investigación y hasta por parques temáticos.

PHOBOS SAMPLE RETURN.  Proyecto de misión marciana para lanzar a finales de 2011. La sonda debe posarse en el suelo del planeta. Como cápsula secundaria va la Mars MetNet Precursor Misión, que llevaría instrumental para el estudio de la atmósfera marciana, proyecto en el colaboran Rusia, Finlandia y España. Los aparatos de investigación, en los que participa España (universidades Complutense y Carlos III de Madrid, la de Sevilla, el INTA y el CSIC), son un magnetómetro, un detector de polvo, un enlace de comunicaciones ópticas y un sensor solar que trabaja en las bandas visible, UV e IR. El presupuesto (en 2009) es de solo 30 millones de euros, de los que España aporta 5, más de un 16%.

     Otro proyecto marciano ruso pretende llegar al satélite Fobos, tomar muestras del mismo y volver a la Tierra. Luego de varios fracasos, los rusos planifican en 2013 un nuevo viaje al planeta rojo bajo un presupuesto estimado entonces en unos 128 millones de euros. El vuelo se prevé llevar a cabo en 2022.

    Al descubrimiento americano de hielo en los polos lunares, algunas empresas rusas estudiaron el envío de una decena de minisondas de impacto, una sonda orbital y 2 estaciones sismológicas, para determinar con precisión la cantidad de agua disponible en tales lugares. El costo estimado en 1998 del proyecto fue de 50 millones de dólares.
    Además, en enero de 2012 los rusos dan a conocer sus propósitos actualizados de exploración lunar. Se trata de enviar dos sondas, una a cada Polo selenita, una la ya citada Luna-Glob, y otra la Luna-Resurs, ésta última en colaboración con la India que aportaría el lanzador. Tras ellas, en una segunda fase, se enviaría a la Luna-Grunt con la misión de tomar muestras de terreno lunar. Todo ello se enmarcaría dentro de un proyecto más amplio que debería llevar a misiones tripuladas a la Luna e incluso a crear una base permanente en colaboración con los americanos y europeos.

ESA/EUROPA.
    La Unión Europea, a través de su ESA, trazó varios planes de investigación interplanetaria con sondas diversas. Algunos de sus proyectos nada envidian a los de los norteamericanos. He aquí varios:

MARSNET. Misión europea diseñada en 1991 por la ESA para enviar 3 naves cada una con un módulo, de unos 40 Kg de peso y 2 m diámetro, para descender sobre el suelo de Marte. La nave principal sería para del tipo Mariner Mark 2 para orbitar Marte y realizar estudios atmosféricos y retransmisión de datos de los módulos aterrizados. La llegada de cada módulo sería sobre unos 120 Km de altura en la atmósfera de Marte a una velocidad de 6 Km/seg con un ángulo de 15º. Por debajo de los 17 Km de altitud, el módulo desplegaría un paracaídas y la velocidad sería entonces de 1,2 Mach. El aterrizaje se produciría al cabo de unos 10 min de la entrada atmosférica con una velocidad de 25 m/seg. Se fijan los aterrizajes a 3.500 Km de distancia entre si, sobre la zona de Tharsis, y se pretenden estudios sismológicos, geológicos en general, y meteorológicos. El presupuesto es de 400 millones dólares más el coste de los aparatos científicos. El lanzamiento sería con el Ariane 5 en el 2003, aunque también se contempló el uso del Proton ruso y los Titan americanos. El proyecto hubiera debido ser aprobado en 1993 pero el mismo sería finalmente aparcado debido a las restricciones económicas, siendo sacrificado por otros planes en 1996.

HADLEY. Proyecto europeo de una sonda de 56 Kg de peso para ser lanzada con un Ariane 4 para estudio de la atmósfera del planeta Venus.

MERCUY ORBITER. Proyecto de la ESA europea para construir una sonda con 62 Kg de instrumental con la misión de estudiar Mercurio y el Sol desde las inmediaciones de tal planeta; está prevista la ayuda de la gravedad de Venus para acelerar y dirigir su trayectoria.

KEPLER. Proyecto para una sonda que había de tener 812 Kg de peso y ser lanzada en 1992 para luego satelizarse en Marte sobre 150 Km de altura mínima y 7.000 de máxima. Se pretendía el estudio de la estructura interna del planeta, su geología, física y química del suelo, meteorología, y campo magnético. El lanzamiento hubiera debido ser en Kourou con un Ariane 3.

GIOTTO 2. Proyecto conjunto con la NASA para lanzar en 1996 con destino a los cometas Giacobini-Zinner y Encke. Cancelado.

MORO. Proyecto de investigación geológica y geofísica de la Luna, confeccionando completos mapas, y para probar tecnología que sirva para la instalación de una base lunar. Para ello, la ESA tiene previsto lanzar una sonda hacia una órbita polar lunar con un Ariane 5 en el 2003.

LEDA. Proyecto originado en 1994 de misión tecnológica para probar las posibilidades europeas en el envío de un rover a la superficie de la Luna y para la investigación de tal suelo durante varios meses, con la vista puesta en tratar de establecer en el futuro una base científica.

LUNARSAT Y EUROMOON 2000. Proyecto de la ESA para el envío con el Ariane 5 en el 2000 de una sonda orbital lunar de 100 Kg de peso y, en base a los datos cartográficos aportados por la misma, en el 2001 de una sonda para posarse en el sitio llamado Peak of Eternal Light (Punto de luz eterna) al borde del cráter Shackleton, de 20 Km de diámetro y 3 Km de profundidad, en el Polo Sur de la Luna. Se trataría de averiguar el agua que se halla en el suelo selenita y otros datos. El EuroMoon llevaría una carga de 40 Kg de aparatos de investigación y su alimentación de energía se realizaría con paneles solares; en el lugar polar citado la luz solar no se interrumpe con el giro de la Luna, de modo que siempre estaría recibiendo energía, pero si está continuamente a vista de la Tierra, cosa fundamental para las comunicaciones. La misión de alunizaje tiene el problema de que precisa de una maniobra muy fina dado lo irregular de la orografía elegida; el campo de aterrizaje se cree que no sería mayor de unos 100 m^2. La viabilidad de estos dos proyectos interrelacionados se estudia en JUNIO de 1998. Pero antes, a finales de MARZO de 1998, el proyecto no fue aprobado por cuestiones económicas; su costo se estimó en 200 millones de ECUs. En septiembre siguiente, la ESA encargaba a la empresa británica SSTL un estudio de diseño sobre la misión Lunarsat en colaboración con la Universidad Técnica de Berlín y el Instituto Sueco de Física Espacial.

PROBE. Sonda para enviar a solo 2.000.000 de la superficie del Sol para el estudio directo de la composición atómica y del campo magnético. El sistema de protección térmica y el de transmisión de datos es obvio cómo debería ser y lo difícil de conseguir.

NETLANDERS. Proyecto europeo para enviar en 2009 cuatro minisondas a distintos puntos del suelo de Marte dotadas de sensores sísmicos para el estudio de la estructura interior del planeta, así como la existencia y distribución de agua o hielo subterráneos.

DON QUIJOTE. Proyecto de la ESA propuesto por España, por la empresa Deimos Space, para enviar 2 ingenios, llamados Hidalgo y Sancho, a un asteroide de hasta ½ Km de diámetro; a pesar de los nombres españoles, el proyecto fue bautizado sin embargo por el italiano Andrea Milani, de la Universidad de Pisa. Primero de los ingenios se proyecta de un peso de 388 Kg y debe depositar un sismómetro en el asteroide y luego impactar sobre él a 10 Km/h de velocidad en su centro de gravedad (lo que requiere gran precisión). Se enmarca los propósitos del estudio por este sistema del interior del cuerpo celeste tal dentro de un estudio sobre asteroides con órbita de posible colisión con la Tierra. Una de las 2 sondas, la Sancho, de un peso proyectado de 582 Kg, se mantendría a distancia para observar los efectos del impacto, en especial su posible ligero cambio de órbita, objetivo primordial del proyecto. El presupuesto inicial del proyecto es de 160.000.000€ y el mismo fue elegido por la ESA en julio de 2004. Participan con la empresa española y el Instituto de Astrofísica de Andalucía, la Astrium alemana y científicos italianos, suizos y franceses. En 2005 fueron fijados como posibles objetivos de la misión el asteroide 1989-ML y el 2002-AT4. En el desarrollo del proyecto, la ESA encargó a la citada empresa española Deimos una segunda fase del mismo (especialmente de las trayectorias y operaciones de vuelo) antes de la adjudicación definitiva. Para entonces, la ESA ya había dividido el proyecto en dos vuelos, uno por cada sonda, de modo que si la primera fracasaba no se lanzaría la segunda. También se optó por entonces por un sistema propulsor no químico para la sonda Sancho.

EARTHGUARD 1. Proyecto de sonda interplanetaria dotada de un telescopio para buscar asteroides de unos 100 m de diámetro que no puedan ser observados desde tierra.

EUNEOS. Proyecto similar al Earthguard 1, colocando la sonda en una órbita solar cercana a la del planeta Venus, para buscar asteroides en la zona de un tamaño pequeño (hasta unos cientos de metros).

ISHTAR. Proyecto de sonda espacial para buscar asteroides cercanos en su órbita a la de nuestro planeta y tomar datos para calcular su masa, densidad y otras propiedades.

SIMONE. Proyecto de 5 minisondas, dotadas de motor iónico, para visitar otros tantos asteroides de entre 400 y 1.000 m de diámetro.

MOONLIGHT. Proyecto premiado (premio Aurora) en 2003 por la ESA y concedido a centros universitarios de Barcelona y Madrid. Consiste en un gran espejo reflector desplegable en órbita para iluminar zonas concretas (como una base) de la noche lunar durante al menos el 40% de la misma; también se utilizaría como satélite de comunicaciones.

MOONLITE. Proyecto británico para poner en 2013 en órbita lunar un satélite desde el que lanzar 4 módulos de penetración en el terreno selenita, para el estudio de la estructura interna de nuestro satélite; la velocidad de impacto sería de 1.125 Km/h, unos 10.000 ges de deceleración. Es una misión de la empresa SSTL prevista en 2007 para desarrollar a partir de 2010. Los módulos entrarían en cráteres lunares, alguno de la cara oculta, hasta 2 m de profundidad y llevarían cada uno un  sismómetro entre otros aparatos. Se cuenta con la colaboración de la ESA y también de la NASA.

ESMO. Proyecto de satélite selenita de la ESA, destinado a tomar imágenes del suelo lunar y retransmitirlas en tiempo real durante 6 meses. En su diseño participaron 250 estudiantes universitarios europeos de la iniciativa SSETI, entre ellos de ingeniería aeronáutica de la Universidad Politécnica de Madrid, otros de la Universidad inglesa de Southampton y de la portuguesa de Oporto; en total participan 19 universidades. La puesta a punto de la sonda se prevé en 2006 para 2012. La construcción del ingenio fue encargado en 2009 a la empresa británica Surrey Satellite Technology.

LEO. Proyecto alemán del DLR para situar en 2012 en órbita lunar un par de sondas para tomar datos simultáneos y trazar mapas tridimensionales de tipo gravitatorio, del suelo selenita en diversas bandas espectrales y también del campo magnético. También se debe sondear el suelo hasta 100 m de profundidad con un radar. El ingenio principal deberá pesar unos 500 Kg y la subsonda unos 150 Kg.

MARCO POLO-R. Misión de una sonda de la ESA para traer a la Tierra 300 gramos de muestras del terreno del suelo y subsuelo de un asteroide. Se empezó a planificar con estudios previos en 2008 por la EADS Astrium en Stevenge, Londres, y la OHB en Alemania. Nació tras el interés europeo por el proyecto japonés Hayabusa Mk2, con quien se colaboró en el mismo hasta 2011, pero luego ambos proyectos seguirían camino separado. Prevista lanzar en torno a 2023. En 2013 el objetivo fijado es el asteroide 2008EV5, de unos 400 m de diámetro medi

CESAR. Proyecto alemán de rover para recoger muestras de cráteres selenitas y regresar a la Tierra con ellas. El instrumental ha de ser aportado por institutos politécnicos superiores. Las pruebas de 8 prototipos se realizaron en el Teide, Tenerife, y el elegido fue un ingenio de 3 ruedas.

NEXT-MOON. Proyecto de sonda lunar de la ESA para iniciar en 2017. Se trata de enviar un vehículo rover al Polo Sur de la Luna para tomar muestras de terreno.

JUICE. Proyecto de exploración de los satélites jovianos Ío, Europa, Ganímedes y Calisto, incluida la búsqueda de vida en ellos, y estudio también del propio Júpiter, especialmente su atmósfera y magnetosfera. Concebido en 2012 para lanzar con un Ariane 5 en 2022 y llegada al destino en 2029, el plan quiere estudiar tales cuerpos durante al menos 3 años y medio, sus atmósferas, campos magnéticos e interacciones, etc.; en especial interesan los mares subterráneos que se les suponen en algunas de tales lunas. En tal viaje se han de tener 5 asistencias gravitatorias con 3 sobrevuelos sobre la Tierra, 1 sobre Venus y 1 sobre Marte; en el sobrevuelo de Venus, para soportar sus paneles solares el calor de la cercanía al Sol los mismos se prevé que se inclinen para limitar su exposición. La sonda se proyecta inicialmente para pesar unas 4,8 Tm, siendo de tal unos 50 Kg su escudo contra la radiación joviana, pero en 2017, tras la fase de diseño, la masa asciende a 5,3 Tm. Los paneles solares que ha de llevar, 10 en dos alas, suponen cerca de unos 100 m² de superficie y pueden aportar a la distancia de Júpiter unos 820 vatios. Se prevé la satelización sobre Ganímedes en 2032 durante 8 meses a una altura entre los 500 y 200 Km, luego de visitar Calisto y sobrevolar un par de veces Europa sobre una media de unos 450 Km de altura. Además de 15 naciones europeas participan Japón y los Estados Unidos. En febrero de 2013 se determinó que la sonda llevara los siguientes 11 instrumentos o sistemas de investigación: MAJIS, espectrómetro de imágenes de Júpiter y sus lunas; GALA, altímetro láser para Ganímedes; UVS, espectrógrafo UV, que aporta la NASA; SWI, instrumental de estudio de ondas submilimétricas; JANUS, para el estudio del campo joviano y sus lunas; 3GM, geofísica y gravedad de Júpiter y los satélites de Galileo; J-MAG, magnetómetro; RIME, radar para la exploración de las lunas heladas hasta una profundidad teórica de 9 Km bajo la superficie de las mismas, y en lo que participa la NASA; RPWI, investigación de ondas de plasma y radio; PEP, instrumental para el estudio de las partículas del entorno; y PRIDE, radiointerferometría planetaria y experimento doppler.

PLATO. Proyecto de la ESA para la búsqueda de planeta extrasolares, elegido en 2014 dentro del programa Visión Cósmica del decenio 2015 a 2025, y fijando la fecha de lanzamiento para 2024 con un Soyuz ruso en Kourou. La posición orbital de la sonda será el punto Lagrange 2, a unos 1.500.000 Km de la Tierra en el punto opuesto al Sol. El objetivo es buscar durante 6 años planetas y establecer sus características (masa, tamaño, densidad, edad, etc.) en un millón de estrellas, llevando para ello 34 telescopios y cámaras.

ATHENA. Proyecto de la ESA de un telescopio avanzado para estudios astrofísicos de altas energías, en la banda de los rayos equis, e investigar objetos tales como los agujeros negros. El coste previsto de la misión en 2014 es de unos 1.300 millones de euros. Su aprobación por el Comité Científico de la ESA tiene lugar el 27 de junio de tal 2014. El ingenio se prevé situar en el punto Lagrange 2. A lanzar en 2028.

AIDA. Proyecto de la ESA y la NASA para enviar dos sondas (AIM y DART) al asteroide Didymos con la misión de impactar la segunda sobre el mismo y ver las posibilidades de desviar su trayectoria ligeramente, en un ensayo que posibilite adquirir experiencia ante el caso posible de que un día nos llegue un asteroide en rumbo de colisión con la Tierra. La sonda AIM de la ESA se lanzaría en octubre de 2020 y la DART, en realidad un proyectil de la NASA, en julio de 2021. El asteroide pasa cerca de nuestro planeta en junio de 2022, a unos 16 millones de Km, y el encuentro-impacto se fija para octubre de ese año. Didymos tiene unos 800 m de diámetro y va acompañado de un cuerpo menor de unos 170 m que gira a unos 1,2 Km de distancia y es llamado Didymoon. El choque de DART sería a 6,5 Km/seg en el satélite, o cuerpo menor. Además se estudiaría el asteroide y su satélite, pudiendo enviar a este último un módulo para posarse en el mismo y estudiarlo. Este proyecto tiene su antecedente en el similar llamado Don Quijote. El ingenio ha de llevar 3 pequeños módulos: Mascot 2 alemán para aterrizaje, y al menos 2 cubesats para la observación de los impactos en alta resolución. En otoño de 2016, aun sin aprobar el proyecto, se perfilan más de 40 compañías europeas para trabajar en el mismo, siendo la principal la OHB alemana, siendo otras principalmente: GMV de España; QinetiQ Space y Antwerp Space de Bélgica; Astronika y GMV-PL de Polonia; Spin Works y GMV-PT de Portugal; y GMV-RO de Rumanía. De España además participa el IAC, Instituto de Astrofísica de Canarias.  A principios de diciembre de 2016 la ESA optó en Lucerna por no aprobar ni financiar el proyecto AIM de momento, sin cancelar el mismo de forma definitiva; se habla entonces de rediseñar el vuelo. La misión DART americana sin embargo sigue en pie.


OTROS.


    Japón, convertida en potencia espacial, ha trazados muchos proyectos para el futuro, principalmente de investigación lunar, marciana y de Venus. En 1997 la NASDA en colaboración con el Instituto de Ciencias Espaciales y la empresa Nissan diseñan un todoterreno de exploración lunar y planetaria con controles de inteligencia artificial para moverse por el terreno a estudiar y librando los objetos naturales que sean obstáculo.
      Tuvieron en cartera una misión a Mercurio para iniciar en agosto del 2005, quizá con participación del JPL americano.
    Otro proyecto japonés es el de la sonda SELENE 2, pensada para lanzar en principio hacia 2013, con misión de alunizaje.
    SLIM. Proyecto de la JAXA de exploración lunar con una sonda a lanzar en 2018. El objetivo es ensayar la técnica del alunizaje como paso previo a un futuro vuelo de otra sonda a Marte. El proyecto se inicia en 2015 y la sonda es bautizada como SLIM. El lanzador previsto entonces es un Epsilon.

    China seguirá a corto y medio plazo con sus sondas Chang'e de estudio de la Luna, siguiendo el modelo de programa similar a soviético de los años 60 y 70 (Siglo XX), y pensando en su posible utilización para un hipotético programa lunar tripulado.
     En cuanto a Marte, China también tiene desde 2010 un proyecto. Su Academia de Tecnología Espacial planifica entonces una misión con inicio del vuelo no antes de 2013. En abril de 2016 anuncia la intención de lanzar en 2020 una sonda para poner en órbita sobre el planeta rojo y además intentar el aterrizaje en el mismo, desplegando un rover, en 2021 tras un vuelo de 9 meses de duración; el proyecto se dice aprobado en enero anterior inmediato. Las sondas tienen por objetivo el estudio de la atmósfera, suelo y entorno marciano, buscando agua y rastros de vida.

    Francia tenía algunos proyectos, como el NetLander que consta de 4 sondas para visitar el suelo de Marte y estudiar la estructura interna del mismo y ser lanzadas en 2007. Colaboraría la NASA con instrumental de sensores de viento, sismómetros, etc, por importe de 35 millones de dólares.

    La Planetary Society propuso incluir en las sondas un micrófono para captar los sonidos de Marte; el proyecto había sido ya incluido en la sonda americana MPL, pero la misma había fracasado a finales de 1999. Ahora se enviaría un micrófono en frecuencias audibles en una de las sondas y otro en frecuencias más bajas; el primero construido por Space Sciences Laboratory de la Universidad de California en Berkeley y segundo por el Institut de Physique du Globe de Paris.
    Otro proyecto, el llamado GANIMA, para el envío de un robot a Marte para buscar agua y rastros de vida, es participado por entidades privadas de, entre otros países, Francia, Canadá, Inglaterra, Italia, México, Argentina y España. El robot, denominado Microaerobot Montgolfiere, se trata de un globo para navegar por la atmósfera de Marte y que llevaría unos penetradores para soltar sobre el suelo marciano. La presentación del proyecto se hace el 29 de septiembre de 2001, en el Palais de la Decouverte de París, por parte de la First Mars Society European Convention (Primera convención europea de la Sociedad de Marte).

     España presentó, a través del INTA, a principios de 1995 el proyecto de una minisonda para enviar a la Luna, previsiblemente en el año 2005.
    España también participa en otros proyectos y en 1997 estaba desarrollando un modelo de rover lunar, el IARES, de 200 Kg, dotado de 6 ruedas huecas de titanio, 19 motores, y de un brazo articulado de 1 m de longitud, 8 cm de diámetro y 17 Kg de peso, fabricado en 130 piezas de aluminio y dispuesto en su parte frontal del rover. El mismo fue construido durante 5 años por la empresa Ikerlan y tiene una capacidad de actuación autónoma para situaciones no previstas, llevando para el caso un sistema de medición por láser.

   India. La India hizo desde 1993 proyectos para lanzar sondas planetarias, incluso hacia Mercurio. Tras la  Chandrayaan 1, en 2008 se aprobó la Chandrayaan 2, también con destino a la Luna, fijando como período de vuelo 2010-2012. Esta misión puede llevar un rover construido en colaboración con Rusia y el que está destinado a evolucionar por el suelo lunar.

   Emiratos Árabes Unidos también se ha postulado para viajar a Marte con su proyecto  Emirates Mars Mission y su ingenio llamado “Esperanza”. Se trata de una sonda a lanzar por un segundo país y si se desarrolla sería la primera sonda planetaria árabe. El estudio inicial apunta en 2015 a su lanzamiento en 2020. Su misión sería el estudio de la atmósfera y clima marcianos durante al menos 3 años. El proyecto fue anunciado por su alteza y primer ministro de Emiratos Árabes Unidos, también gobernador de Dubai, Sheikh Mohammed bin Rashid Al Maktoum. Se espera hacer partícipe a más de 200 entidades científicas de todo el planeta relacionadas con las investigaciones. Además, el desarrollo y ejecución del programa implicaría la creación de una plantilla de científicos de nivel en tales Emiratos.

    Corea del Sur también tiene intenciones exploratorias, en este ocasión lunares. Anunciado a finales de 2015, los coreanos estudian enviar para 2020 un satélite selenita y una sonda al suelo de la Luna, presupuestando entonces el proyecto en 157 millones de euros. El lanzamiento se haría utilizando cohete propio.

    También cabe citar al proyecto NEAP de la empresa Space-Dev LLC, de Jim Benson, que en 1997 planea enviar al asteroide Nereus una sonda de unos 350 Kg de peso y 50 millones de dólares de costo. Como sea que el costo sobrepasa las posibilidades privadas, quería comprometer a la NASA, a la que a cambio ofrecería los resultados científicos; y estos resultados serían la parte a vender en el proyecto en cualquier caso. Las posibilidades empresariales por su parte se enfocan hacia una futura explotación minera en el asteroide; esto resulta bastante dudoso porque como los minerales a buscar son oro, platino y similares, de cuya abundancia en los asteroides hay más conjeturas que evidencias. La sonda se planeaba empezar a construir en 1998 y su lanzamiento se pensó que podría ser en 1999 pero luego se fijó para el 3 de ABRIL del 2001. El viaje hasta el objetivo es de entre 9 y 15 meses, contando el sobrevuelo hasta el 12 de enero del 2002 de la Luna y el encuentro con Nereus por las cercanías terrestres el 12 de MAYO del mismo 2002. Los 3 instrumentos básicos o iniciales de la sonda son una cámara CCD multiespectral, un espectrómetro de rayos equis y otro de neutrones. Otros 3 aparatos más con los anteriores solo suponen 10 Kg de peso. Sobre las paredes exteriores, la sonda ha de llevar 3 cargas más, que podrían ser una de ellas un rover para aplicar sobre el asteroide. La empresa Dojin Ltd. compró una parte del espacio disponible para llevar por 200.000 $ un CD-ROM con fotografías y mensajes personales.
    Los proyectos de la compañía antes citada también incluyen el aprovechamiento del hielo de los cometas para obtener oxígeno e hidrógeno como propulsantes. La factibilidad de la misión NEAP fue avalada por un informe de consultores en el agosto de 1998. El costo estimado de la misión se cifró entonces en 50.000.000 $.

    Otro posible proyecto empresarial de estudio de la explotación minera de un asteroide se ha denominado Harvestor. La compañía Deep Space Industries, fundada por David Gump, pretende enviar una sonda para obtener de un asteroide material con el que fabricar in situ propulsante para cohetes con el que éstos puedan repostar en el espacio; se piensa al respecto en hielo (H y O), metano y otros compuestos, que se podrían calentar con espejos solares tras triturar primero el terreno del asteroide. El plan concreto tratar de lanzar en 2016 tres ingenios robóticos de prueba, llamados FireFly, a tres asteroides en una misión calificada de “bajo costo”, bajo un presupuesto de solo 20 millones de dólares. Posteriormente, en 2017, se quiere lanzar otro ingenio, llamado DragonFly, para tomar muestras de terreno de un asteroide y volver a la Tierra con las mismas en un viaje de tres años. Aun más tarde, en 2019, tal compañía quiere lanzar otra sonda, más grande, para intentar producir el propulsante. El tipo de asteroide a seleccionar es unos 100 m de diámetro aproximadamente y en órbita cercana a la de la Tierra.
    Otra compañía estadounidense, Planetary Resources, también estudia por entonces las posibilidades de explotación minera de los asteroides.

    La empresa americana Lunacorp en colaboración con el Instituto de Robótica de la Universidad Carnegie Mellon planificó el proyecto LRI, iniciativa de robot lunar, para el envío de dos sondas a la superficie selenita para deambular por la misma teledirigidos en busca de hielo lunar entre otras cosas; también participaría la Mitsubishi y lanzamiento sería realizado por los rusos. La explotación comercial de estos ingenios comprendería hasta las retransmisiones de TV de los mismos, la publicidad sobre ellos, y la posibilidad de manejarlos desde un parque temático. Se ha pensado en hacer pasar tales robots por los lugares emblemáticos de la Luna, tal como el sitio de aterrizaje de Apollo 11, el de Apollo 17, y otros de sondas Lunakhod, Surveyor, etc. En 2000 se sumó al proyecto la empresa americana RadioShack. La NASA tenía previsto financiar las pruebas del robot, cuyo ensayo sería en el Ártico en julio de 2001.
    Aun más ambiciosa es la empresa Sociedad Internacional Artemis que ha estudiado otro proyecto para, nada menos que, realizar la primera base lunar privada.

    La empresa americana TransOrbital, de San Diego, iniciaba en 1999 el proyecto de la sonda TrailBlazer para enviar a una órbita lunar desde donde debía tomar fotografías y video del suelo selenita desde 100 Km de altitud durante 3 meses a partir de diciembre del 2000. Las fotografías, de gran calidad y 1 m de resolución máxima, estarían a la venta posteriormente, tanto para empresas con fines publicitarios, cartográficos (atlas), cinematográficos, realidad virtual para videojuegos, publicitarios, etc., como para particulares; se pensó en vender por 2.500 $ cada gramo de carga útil llevada, dirigido a cenizas de difuntos o elementos personales tal como cartas, anillos, etc., así como incluir por 50 $ la página mensajes y fotografías en un disco de metal. Entre los objetivos a fotografiar se citaron todas las sondas enviadas allí como soviéticos y americanos hasta entonces. Sería así la primera sonda lunar comercial de la historia.
    El lanzador en el que se pensó al principio fue el ruso Strela pero luego se decantó por el Dnepr, a lo que se firmó acuerdo con la empresa ruso-ucraniana Kosmotras a finales de 2002. La misma empresa firmaba en 2000 un acuerdo con el FINDS, fundación de apoyo a entes no gubernamentales para el desarrollo del espacio, para el uso de la tecnología GPS en la sonda. A mediados de 2002 recibía la autorización oficial de la Administración Estatal estadounidense para la misión con previsión entonces de lanzamiento en un año con el citado cohete ruso en Baikonur; tal permiso, cuya tramitación les llevó 2 años, se basa la comprobación de la capacidad técnica para la misión y en el compromiso de la empresa que no alterar los lugares históricos de los primeros alunizajes y de no contaminar el suelo lunar. El vuelo debía durar en total 3 meses y la sonda se precipitaría finalmente contra el suelo selenita con su carga de recuerdos personales. El coste de la misión se cifró en 1 millón de euros.
    La misma empresa también planificó un modelo de microsonda de alunizaje llamada Electra basada en los sistemas utilizados a finales de los años 90 para los microsatélites. Su misión sería la toma de fotografías desde el lugar de alunizaje, previsto en los 22,6º Norte y 67,7º Este, cerca del Mar de las Crisis, en Angus Bay, para el uso comercial de las mismas. Sus características proyectadas son: peso 245 Kg, de ellos 200 de propulsante (hidrocarbono y peróxido de hidrógeno) que ha de quemar en un motor de 450 newton de fuerza; altura 80 cm; ancho 80 cm; fondo 60 cm. Utiliza paneles solares para abastecimiento energético que aportan 100 vatios, siendo el gasto de la carga útil de la mitad. En las comunicaciones, en banda C, la transmisión se datos es de 1 MB/seg. Su lanzamiento se haría con un Ariane o bien un SS-19 ruso.

    Por su parte, el conocido buscador de Internet Google anunció en septiembre de 2007 el patrocinio de un proyecto lunar denominado Google Lunar X-Prize. El concurso consiste esta vez en ofrecer 20 millones de dólares al equipo privado que logre colocar con suavidad en el suelo de la Luna un ingenio capaz de evolucionar luego sobre tal superficie al menos 500 m y enviar fotografías, videos y datos. El final de esta competición se estableció entonces para el último día de 2012, pero seguiría vigente con menos dinero, con 15 millones de premio, hasta 2 años más tarde, y luego hasta 2015. Un segundo premio de 5 millones se ofreció a la par si el ingenio tras alunizar evolucionaba menos de los 500 m. Otros 5 millones más se reservaron para otros premios en función de las consecuciones. Por ejemplo que el ganador lograra con su rover superar los 5 Km de recorrido, tome imágenes de restos de otras sondas humanas anteriores, haga sobrevivir al ingenio tras la primera noche lunar, o encuentre agua congelada en nuestro satélite.
    En febrero de 2008 se habían apuntado en este concurso 10 equipos: Odyssey Moon; LunaTrex; Aeronautics and Cosmonautics Romanian Association; Team Italia; Chandah; Astrobotic; FREDNET; Quantum3; Micro-Space; y el Southern California Selene Group. El 16 de diciembre del mismo 2008 los equipos apuntados eran 16, siendo los 3 últimos los llamados Next Giant Leap (consorcio norteamericano de 5 empresas y laboratorios), Euroluna (de Europa) y Selene (de China y Alemania).

    En 2010, cuando ya varios entes privados estaban probando técnicas y artilugios para presentarse al citado concurso Lunar X-Prize, la propia NASA optó por entablar relación a tal efecto con algunos de los aspirantes dentro del programa denominado Innovative Lunar Demonstrations Data, a fin de observar si podían ser aprovechables algunas de sus ideas. Luego, les asignó un total de 30.000.000$ para un lustro a 6 empresas para que cedieran sus investigaciones al efecto. Tales compañías fueron: Moon Express Inc.; Charles Stark Draper Laboratory Inc.; Dynetics Inc.; Astrobotic Technology Inc.; The Open Space Society Inc.; y Earthrise Space Inc.
    A principios de 2011, el Google Lunar X-Prize anunciaba que, para el concurso de un rover lunar, se habían presentado un total de 29 equipos de 17 naciones. El rover, además de alunizar, debía recorrer 500 m y enviar fotografías y datos; el plazo para presentar el prototipo se anuncia para 2015. Los equipos son: Angelicum Chile, ARCA, Astrobotic, Barcelona Moon Team, C-Base Open Moon, Euroluna, FREDNET, Odyssey Moon, Next Giant Leap, Moon Express, STELLAR, JURBAN, Independence-X, Omega Envoy, SYNERGY MOON, SELENE, Part-Time-Scientists, Selenokhod, Mystery Team: Mystical Moon, Penn State Lunar Lion Team, Rocket City Space Pioneers, Team Space IL, Team Puli, Team SpaceMETA, Team Plan B, Team Indus, Team Italia, Team Phoenicia, y White Label Space.
    El proyecto del Barcelona Moon Team tiene un presupuesto inicial de unos 50 millones de euros, de los que los chinos se proponen financiar la mitad aportando los sistemas de propulsión y el lanzador. Se trata de llevar un rover al suelo selenita en 2015 para competir en el concurso antes citado. Colaboran el Centro de Tecnología Aeroespacial, las empresa GMV, Thales Alenia Space y EADS-CASA, así como el INTA y la Universidad Politécnica de Cataluña.
    En cuanto al proyecto de Moon Express pretende desarrollar la primera misión minera privada lunar para 2016 para buscar platino y helio-3. Esta empresa fue creada en 2010 por Naveen Jain, Bob Richards y Barney Pell y de la que hicieron presidente a Andrew Aldrin, hijo del segundo hombre en la Luna; ubicaron su sede en Mountain View, California.
    En 2015 se anuncia que el fabricante de automóviles alemán Audi acudía también al Google Lunar X-PRIZE con su modelo Audi Lunar Quattro; el proyecto nace sin embargo en 2008 por iniciativa de Robert Böhme. Pretende Audi adquirir experiencia tecnológica con ello para lo que destinó a 16 expertos para apoyar a científicos en tal labor. El vehículo es muy ligero, de 30 Kg de peso. Se enviarán dos unidades juntas de este automóvil selenita. Su sistema usa una tracción basada en la llamada “quattro” y una propulsión “e-tron”. Para su fabricación se usa la impresión en 3D en aluminio. Ha de llevar 4 cámaras de imágenes para orientarse y tomar fotografías en 3D y en todo el entorno (360º). Se quieren enviar tales dos unidades con un cohete Falcon 9 a lanzar a finales de 2017 y alunizarlas en Taurus-Littrow, donde alunizó en 1972 Apollo 17, y a unos 3 Km del mismo. Colaboran la ESA y la NASA; también la web Wikipedia.

    Un proyecto más, peculiar, es el ENCOUNTER 2001 de la empresa americana Celestis que contempla llevar en una urna cabellos de 4,5 millones de humanos, a los que se cobraría unitariamente 50 $, y cuyo servicio incluye, además de 6 pelos por persona, una imagen y un mensaje de cada uno que se grabaría en un CD-ROM; la recaudación serían 225 millones de dólares, suficiente para pagar los 12 millones de la urna más el disparo y posterior apoyo. El destino de la cápsula sería... alguna estrella de entre 50 y 70 años-luz de distancia... en la esperanza de que alguna civilización extraterrestre la llegue a encontrar...
    La misma compañía anunció en la primavera de 2000 el disparo de cohetes Taurus y Pegasus hacia la Luna llevando en cada lanzamiento las cenizas de unas 200 personas fallecidas en cápsulas de 7 onzas de cada uno con una inscripción-epitafio de 25 palabras como máximo; las cenizas de una persona son en total a alrededor de 3 Kg. El coste de este “enterramiento” selenita sería de 12.500 $, unos 2,3 millones de pesetas; a cambio, la familia recibiría un video del lanzamiento.
    El lanzamiento, fijado en principio para diciembre de 1998, pero retrasado luego, se realizaría con un Ariane 5, yendo como carga secundaria junto a 2 satélites, y se colocaría primero en una órbita geoestacionaria hasta su relanzamiento en una órbita más allá de Júpiter hasta salir, con ayudas gravitatorias del gran planeta, del Sistema Solar e ir a.... las estrellas. El motor llevado como última fase sería un SPORT.
    En la primavera de 1999 se adjudicó a la empresa AeroAstro la construcción de la sonda tal. Para entonces se dice que el número de personas comprometidas en el proyecto para aportar los cabellos era ya de 45.000.

    En 2001 la NASA elegía entre 43 propuestas 10 proyectos cara una posterior selección de los finalistas con la intención entonces de enviar sondas a Marte en 2007. Los proyectos no elegidos sirven sin embargo como idea para otras posibles futuras exploraciones. Las 10 propuestas entonces elegidas fueron las siguientes:
--Artemis. Proyecto de 3 sondas para aterrizar llevando diminutos rovers de exploración del suelo marciano de ambos polos y otra zona para el estudio climático, y en búsqueda de agua y sustancias orgánicas.
--CryoScout. Sonda para el estudio de los hielos polares de Marte. Se pretende el estudio de la composición del subsuelo derritiendo con agua caliente el mismo hasta descender en unas decenas de metros en profundidad.
--KittyHawk. Proyecto de 3 sondas planeadoras para sobrevolar Valles Marineris y analizar sobre sus laderas sus estratos y composición básica.
--MACO (Mars Atmospheric Constellation Observatory). Proyecto de creación de una red de microsatélites sobre Marte para el estudio tridimensional de su atmósfera.
--Mars Scout Radar. Proyecto de sonda orbital dotada de radar cartográfico de la superficie y estudio del subsuelo hasta una profundidad de unos 4 metros aproximadamente. El vuelo se planifica para iniciar en 2013.
--MEO (Mars Environmental Observer). Sonda orbital para estudios atmosféricos y determinación en este medio del agua, polvo y hielo, y los ciclos de los mismos.
--Pascal. Proyecto de 12 sondas meteorológicas sobre el suelo de Marte para determinación durante dos años de los parámetros de humedad, presión y temperatura.
--SCIM (Sample Collection for Investigation of Mars). Proyecto de sonda para análisis de la atmósfera de Marte recogiendo, en una penetración sobre la misma en vuelo de libre retorno, muestras de polvo y aire con un sistema de aerogel para su posterior traída a la Tierra.
--Urey. Sonda robótica de superficie para el estudio de la antigüedad geológica del suelo marciano.
--The Naiades. Proyecto de 4 sondas de aterrizaje en búsqueda de agua en el subsuelo con sondeo por baja frecuencia.

    A principios de agosto de 2016, la Agencia Federal americana de Aviación dio la primera autorización a una empresa para un vuelo privado a la Luna bajo los criterios, entre otros, de que su lanzamiento no suponga peligro para la salud y seguridad públicas, los intereses nacionales o la política exterior estado. La compañía es la ya citada Moon Express y la misión prevista es entonces llamada MX-1E, siendo su objetivo el ya mencionado de minería selenita, con previsión de iniciarlo con un primer vuelo en 2017, un año más tarde respecto a sus intenciones originales. El cohete que piensa utilizar para lanzar la sonda es uno de la empresa neozelandesa Rocket Lab, no especificado.

        = PROYECTOS PARA EL FUTURO.

    Los recortes económicos han hecho que la mayoría de las sondas planetarias proyectadas, antes citadas, hayan sido miniaturizadas y con los objetivos igualmente recortados. Cabe esperar que algún futuro, las metas pospuestas por tales razones sean relanzadas e incluidas en nuevas misiones.
    Los vuelos de las sondas seguirán existiendo necesariamente como avanzadilla de los vuelos tripulados a los cuerpos celestes de que se trate y sobre todo para ampliar el conocimiento que lleva a identificar en nuestro Sistema Solar, su origen, evolución y destino.
    Los principales viajes pendientes estarán en consonancia con el interés de los planetas y sus satélites. Por ello, planetas como Marte, satélites como la cercana Luna, o los helados Europa y Ganímedes, el misterioso Titan y su atmósfera, o el torturado Miranda, cometas y asteroides, seguirán siendo el objetivo futuro de las misiones interplanetarias que buscarán fotografiarlos sucesivamente para ver la evolución de su superficie, su gravedad, etc. Los análisis geológicos in situ tendrán más posibilidades que las actuales y serán más frecuentes. El uso de sistemas propulsores más lentos pero menos costosos y pesados, y más efectivos, será posible.
    Entre los proyectos más originales y antiguos de investigación interplanetaria no tripulada figuran los del sistema llamado de vela solar, también llamado cometa solar y velero solar. En 1977 L. Friedman, del JPL, en un congreso astronáutico presentó un proyecto, entonces aceptado, de un nuevo sistema de desplazamiento por el cosmos basado en la presión fotónica solar sobre una superficie muy reflectante, idea que databa en realidad de 1920. El sistema, que prescinde de los costosos y limitados motores de propulsión química, permite moverse lentamente pero con continuidad y prácticamente sin interrupción. Entonces, el JPL proponía una vela cuadrada de 800 m de lado y 2,5 micras de espesor, con 4 aletas para guía en las 4 esquinas, sostenido todo por una muy liviana estructura de metal, yendo en el centro de todo el equipo de navegación e investigación, con un peso total de 820 Kg. Con la presión constante, de un Newton por hectárea de vela a la altura de la Tierra, en una órbita espiral, la nave podría llegar a conseguir los 56.000 Km/hora con una carga útil de tales 820 Kg. El sistema es más efectivo cuando más cerca del Sol y, como es obvio, a gran distancia no tendría la presión fotónica fuerza para el impulso sobre la vela. La vela, que la NASA propuso alternativamente que fuera un círculo de 86 m de diámetro, se concebía como una lámina de plástico aluminizado muy reflectante. En un principio se pensó en utilizar el sistema para abordar el cometa Hadley que llegaría en la siguiente década, cosa que luego no sería realizada con este sistema. El proyecto, cuyos estudios previos cuestan 5 millones de pesetas de entonces a la NASA, señalaban su realización para 1980 y luego su envío con un Shuttle a una órbita de 800 Km de altura donde debía ser desplegado y entrar en acción.
    Otro proyecto parecido de la NASA fue el del heliogiro de 12 aspas de 7 Km cada una y desplegadas en 2 planos, para girar sobre un pivote central. Las velas también son en este caso de plástico aluminizado y girarían gracias a la presión del viento solar. Tal rotación tendría como misión el control estable, y su aceleración y deceleración cambiando en ángulo de incidencia fotónica, y la facilidad en el despliegue por la fuerza centrífuga. En principio giraría a razón de 3 min 20 seg cada vuelta y solo al cabo de 15 días acabaría el despliegue en su longitud total. Cada paleta del heliogiro tendría 6.250 m de longitud y 8.000 de ancho. La parte no expuesta al Sol sería negra para absorber el calor. La carga útil que podría haber llevado se cifró en 1,35 Tm.
    Ambos proyectos no se sacaron adelante, pero la idea no había muerto. En la década de los 80 ingenieros franceses trabajaron en el sistema y a finales de abril de 1990, con colegas españoles acordaban una aportación de 200 millones de pesetas por cada parte para financiar un proyecto cuyo costo se estimaba entonces en los 6.000 millones de dólares para el desarrollo de la vela solar. Se proponían realizar un vuelo lunar con tal sistema propulsor. Llegan a acuerdos así la Matra francesa y el INTA español; también participarían otras empresas españolas y francesas como Crisa, Inisel Espacio, Rymsa, Iberespacio, Tecnológica, SI2, Sener y Grupo Mecánica de vuelo y otras como patrocinadoras (Alcatel, El Corte Inglés, Telefónica y ENDESA). Pero la idea original y general era el desarrollar los norteamericanos de la NASA otro ingenio idéntico y los japoneses del ISAS uno más para lanzar los 3 en el año 1992, 500 aniversario del descubrimiento de América, en una especie de carrera lunar llamada Columbus 500: La misma se presentó en la Fundación Cartier de París el 25 de junio de 1991, momento en el que la fecha del vuelo se dejó para 1994 porque 1992 estaba ya encima. La vela europea, denominada U3P sería cuadrada, de 2.000 m^2 y de un espesor de 8 milésimas de milímetro, sostenida por 4 espigas ultraligeras y con aletas triangulares móviles en los ángulos accionadas por motores. El peso del ingenio sería de 150 Kg; otro modelo estudiado en 1994 en Europa tenía 4.200 m^2 y 250 Kg de peso, y utilizaría material reflectante Kapton. Las otras 2 velas también eran cuadradas aunque de diferente diseño, tamaño y técnica de despliegue. La japonesa tenía 30 m de lado y la americana 50 m. El lanzamiento de las tres velas se realizaría con un solo cohete, un Ariane, hasta los 36.000 Km de altura y desde aquí sería donde iba a empezar el movimiento por presión fotónica para ir elevando a cada una en su órbita hasta llegar, dando vueltas en trayectoria orbital elíptica, a la Luna. Se calculó que el impulso sería de 1 mm/seg^2 y que hubieran tardado en llegar 1 año. Una vez en la Luna, la sonda debía tomar alguna imagen de la cara oculta pasando a unos 50.000 Km. Pero los proyectos tampoco esta vez fueron llevados a cabo.
    El mismo sistema y por entonces, en 1990, fue planteado para llevar una sonda a Marte por parte de la empresa inglesa Cambridge Consultants Ltd. Era el proyecto La Niña, nombre de una de las carabelas de Colón. Se trataba de la misma idea, pero el destino era Marte. La vela en este caso era circular de 250 m de diámetro, llevada hasta antes del despliegue metida en un cilindro de 4 m de altura por 4 de diámetro. El proyecto tampoco fue realizado.
    La entonces caduca Unión Soviética también realizó un proyecto igual de vela solar que llamó Solnechnic, nave solar, y tampoco pudo ser sacado adelante.
    En el año 2000 la NASA estudiaba en su centro Marshall un sistema nada menos que de sonda estelar a base de una vela solar de 400 m, construida en fibra de carbono, reflectante, desplegable, capaz de alcanzar una velocidad de crucero de 93 Km/s con lo que podría cubrir una distancia de 37.000 millones de Km en 15 años. Se creía entonces posible poner a punto tal nave para 2010.
    Otro proyecto americano de vela solar, llamado Team Encounter, consiste en una nave que debería alcanzar los 107.000 Km/h para salir del Sistema Solar. Colabora la NOAA y la vela, que sería diseñada por la compañía Aeroastro y construida por L’Garde, tendría un peso de 18 Kg, mediría 75 m de lado en forma cuadrada, pero con una superficie aprovechable de vela de 4.900 m^2.
    En 2001 se planificó la prueba, en vuelo suborbital con un impulsor Volna ruso en lanzamiento desde un submarino en el mar de Barents, del modelo de prueba de vela solar Cosmos 1 de las americanas Cosmos Studios y la Planetary Society. La vela fue diseñada y desarrollada en las instalaciones espaciales rusas de Babakin. En el vuelo, llamado Solnechny Parus, el ingenio, que pesaba 40 Kg, debía desplegar dos velas y luego regresar a Tierra para ser recuperado.
    En 2006 se presentó en Finlandia un modelo de vela solar eléctrica a base largos cables, que sería llamada E-sail. Se pensó para vuelos logísticos marcianos de apoyo a los tripulados y como medio de acceso a asteroides con nulo costo energético para el desplazamiento. Del hielo de los asteroides podría disociar oxígeno e hidrógeno que se meterían en depósitos a enviar a órbitas sobre la Tierra y Marte para la propulsión de naves tripuladas en tales vuelos planetarios posteriores. De este modo, las naves tripuladas podrían repostar.
   
    Entre los esbozos de proyectos lejanos figura el de la ESA para situar en órbitas a 5.000.000 Km 6 ingenios idénticos conectados por láser entre ellos para tratar de captar ondas de gravedad; el sistema de enlace por láser permite una precisión que identificaría las alteraciones que pudieran producir las ondas de gravedad.
    Existen también proyectos para la exploración y explotación geológica automática de la Luna. Para ello se proyectan distintos tipos de base lunar.
    La Luna es también un buen lugar para el establecimiento de observatorios astronómicos y en su parte oculta resultaría ideal disponer de un sistema de captación radioastronómica puesto que allí la contaminación ETM terrestre no llega, sobre todo en el caso de las bajas frecuencias. Para las investigaciones astronómicas de interferometría, el hecho de disponer de un punto en la Luna supone aumentar la precisión de los cálculos, dada la distancia.
    También existen esbozos para proyectar el envío con un Ariane 5 en 2012 al punto Lagrange 2 (al principio se pensó en las inmediaciones de Júpiter, o por encima de la órbita de Marte) de una sonda, inicialmente concebida de unos 50 m de diámetro y 1 Km de longitud, y dotada de 4 a 6 telescopios-interferómetro IR independientes de 1 a 2 metros de diámetro con un colector común de la luz de todos ellos. La misión sería la de tratar de detectar planetas del tamaño del nuestro fuera del Sistema Solar. Tal proyecto es el europeo Darwin, dado a conocer en 1996. Se especula incluso en la posibilidad de que el ingenio, construido adecuadamente, pudiera detectar la existencia de ozono en tales planetas, con lo que se podría creer que en los mismos existiría la vida. El motivo de llevar la sonda más allá de la órbita de la Tierra tiene la finalidad de evitar la luz zodiacal que emite radiación IR y se produce por el polvo existente por debajo del citado cinturón.
    Un proyecto idéntico al Darwin es el norteamericano Terrestrial Planet Finder, o buscador de planetas, y su presupuesto es, como el europeo, de unos 100.000 millones de pesetas de 1996. La previsión señala entonces su lanzamiento para el año 2010 que en 2001 era ya para 2012. Esta sonda debía tratar de captar planetas similares a la Tierra fuera del Sistema Solar y para ello, teniendo en cuenta que nuestro planeta varía en su brillo al girar, dado que tiene mares, desiertos, nubes, etc., previamente se debía establecer un análisis del espectro de la luz terrestre para tener puntos de referencia.
    Sin embargo, dotar a la sonda de detectores de ozono, de oxígeno o de agua, para identificar la vida en otros planetas, puede llevar a confusión u error puesto que en el caso de la Tierra, en los primeros 2.000 millones de años de vida, la actividad biológica no produjo oxígeno, aprovechando solo el hidrógeno para la fotosíntesis.

    El interés por sondas lunares ha sobrepasado los intereses nacionales de los países y entidades privadas han propuesto diversas opciones, y no precisamente científicas. Tal es el caso de una empresa inglesa que propone enviar espejos reflectores de 200 Km de diámetro, constituidos en mylar desplegable como una sombrilla, para producir con la luz solar efectos sobre la superficie de la Luna de tipo publicitario. El peso a enviar a la órbita lunar ascendería tras un breve estudio a más del millón de Tm, lo cual haría elevar el coste a una cifra récord para un anuncio, y posiblemente inviable por ello.
    El 12 de abril de 2016 se anuncia en New York el proyecto del ruso Yuri Milner, con el que colabora el astrofísico Stephen Hawking, para enviar una batería del tipo de microsonda llamada Nanocraft (nanonave), o StarChips (chips estelares), dentro del proyecto Breakthrough Starshot (disparo estelar) para llegar a Alfa Centauri, a 4,36 años-luz de nosotros. Tal tipo de microsonda sería un chip de unos gramos de masa, dotado de microcámara de imágenes y sistema de telecomunicaciones, del tamaño de poco más de una pulgada, y una vela para su propulsión. El sistema impulsor pretende ser a base de numerosos rayos láser emitidos desde la Tierra. El proyecto, para el que el millonario ruso dice fijar un presupuesto de 100 millones de dólares (para empezar...), pretende ser de bajo costo, si bien es muy dudoso que tal sistema, sin desarrollar en 2016 en la medida de lo necesario (y ya veremos en el futuro, pese a Hawking...), pueda impulsar tal miniatura en la dirección correcta y a un 20% de la velocidad de la luz, como se quiere, para llegar a su destino en solo unos 20 años. Uno de los problemas de tal proyecto, al margen ya de la necesaria enorme potencia de los láseres y de su dispersión e ineficacia a gran distancia, es que a medida de las microsondas adquieran velocidad la posibilidad de frenado o desviación de la ruta por toparse las velas con gas y polvo interestelar aumenta, sin contar con la posibilidad de impactos y otros factores.


    >
PROYECTOS DE VUELOS TRIPULADOS FUTUROS.

    Los vuelos tripulados por el ser humano en los años inmediatos tendrán por objetivo principal la estación ISS, en la que se ha concentrado la principal actividad para la investigación en la microgravedad, así como para los estudios astronómicos y la observación de nuestro planeta. Más adelante el objetivo anunciado será Marte y la Luna.

        =
VUELOS PRÓXIMOS O PENDIENTES.

    El principal destino de los vuelos tripulados será la estación internacional orbital ISS. A la misma podrían llegar todo tipo de vehículos de cualquier nación participante. Con seguridad serán rusas y quizá americanas, pero también cabe la posibilidad de que lleguen europeas y japonesas. Los estudios en este sentido ya han sido realizados y existen prototipos de pequeñas naves tripuladas. Los vuelos rusos seguirán siendo del tipo Soyuz o de la nave evolucionada sobre ésta que la suceda.
    Los vuelos inmediatos previstos por los norteamericanos y rusos son los regulares del programa de la estación internacional (ISS). Los rusos no tienen económicamente a corto plazo más opción que su participación en tal ISS y quizá algún que otro vuelo también en solitario con carácter excepcional. Y los americanos, concluido el programa Shuttle, no tienen a corto plazo medio directo de acceso a la Estación, aunque anuncian contrato de lanzamiento con los rusos. La opción china seguirá posiblemente la ruta que se han marcado, no resultando muy optimista su idea de los vuelos lunares porque su necesidad es dudosa y solo una política presuntuosa lo justificaría; recordemos que los americanos fueron en su día solo espoleados por los soviéticos y los chinos no tienen tal instigamiento actualmente.
 

            -
LOS VUELOS TRIPULADOS PRIVADOS AL ESPACIO.

    Los costos económicos tan altos de los vuelos siderales vienen condicionando las posibilidades de tal viaje de modo que solo resultan posibles para los estados, y solo para algunos. Sin embargo, no se deja de observar que hay empresas capaces y otras entusiastas que apuestan por tal medio de transporte, sin perder de vista la especulación de las posibilidades de rentabilidad del espacio. Como sea que para las entidades privadas la posibilidad de una gran estación espacial está fuera de alcance por lo pronto, o para las observaciones y aplicaciones terrestres les basta un simple satélite, la opción más considerada para un vuelo tripulado es la turística y la de investigación a corta escala.
    Ya en los años 80, la empresa estadounidense Space Expeditions, luego Space Adventures, propugnaba los vuelos espaciales de ocio con vistas a la siguiente década. En España, la agencia Latitud 4 vendía billetes a 6 millones de pesetas, que llegarían a reservar 5 ejecutivos nacionales. Los viajes, a iniciar con un entrenamiento en Seattle y posterior lanzamiento en Florida, no se llevaron a cabo en el período previsto. La nave espacial hubiera debido tener capacidad para 20 pasajeros y 5 tripulantes. En 2001 el viaje, suborbital  por encima de los 100 Km, con una estancia de solo 2,5 min en la microgravedad, se anunciaba para entre 2003 y 2005 por un precio de 98.000 $, casi 18 millones de pesetas, incluyendo gastos de hotel y 4 días de entrenamiento así como una cena de despedida tras el vuelo. El pago debía hacerse con 6.000$ al hacer la reserva, 12.000$ anuales y el resto a 6 meses de la fecha prevista para el vuelo; en caso de no poder volar por razones médicas devolverían el importe pagado.
    Para llevar turistas, el británico David Ashford esbozó el Ascender, un transporte espacial de 50 plazas a lomos de un gran avión que alcanzaría los 48 Km de altura. Desde aquí, sobre 6 Mach, la nave espacial despegaría hacia la órbita, o en una primera etapa hasta los 100 Km para luego regresar en un vuelo de 30 min, 2 en microgravedad. El costo del proyecto se cifró en 1996 en 26.000 millones de pesetas. El precio del billete: 1.500.000 pesetas.
    Otro proyecto similar fue japonés y cita una nave, bautizada y todo como Kanko Maru, de 22 m de longitud, 18 de diámetro y 550 Tm de peso. Llevaría 12 motores y su capacidad debería permitirle hacer 3.000 viajes. Una empresa, también nipona, la Shimizu, diseña por entonces un hotel orbital para el año 2020, de 64 habitaciones, de 240 m de longitud y 140 m de ancho. Una vez desarrollado el sistema y en funcionamiento regular varias naves, el precio solo sería de 2,3 millones de pesetas. Resulta un poco difícil de creer en la viabilidad a corto plazo de estos proyectos y no digamos nada de la ganga de los billetes... aunque solo sea en temporada baja...
    Menos barato es el viaje del proyecto de la empresa americana Zegrahm, de Seattle, que hace reservas para volar por encima de los 100 Km de altitud durante 2,5 horas por 15 millones de pesetas (de 1999) en un crucero espacial que comprende un programa de 7 días para la preparación previa que incluye 5 jornadas de un breve entrenamiento espacial y exámenes médicos. Las naves proyectadas para el caso son el Sky Lifter, o elevador celeste, y el Space Cruiser, o crucero espacial. En ambos casos se trata de un despegue horizontal y a unos 15 Km de altura, la nave espacial se desprende y enciende motores-cohete. La aceleración máxima considerada es de solo 2 ges lo que sería admisible para cualquiera. Pero el tiempo de microgravedad es de solo unos minutos. Los vuelos, sobre el papel, se pensaron para iniciar a principios de 2.002. El número de pasajeros por vuelo sería de 6, y el de pilotos de 2.
    Un distribuidor japonés de Pepsi-Cola preparaba en 1998 un concurso cuyos premios serían 5 viajes al espacio en esta nave de la Zegrahm; no obstante, los ganadores debían pagar el 15 % del vuelo por razones legales del Japón. En el proyecto Zegrahm-Vela Tech participan asesorando los ex-astronautas Aldrin y Scott Carpenter.
    Pero un simple viaje al espacio es poco para muchos. De modo que lo mejor sería para ellos una estancia un poco más larga, de unos días. Así, la cadena de hoteles Hilton tenía tramado en 1999 aprovechar los cilíndricos tanques vacíos de los Shuttle, que tienen medio centenar de metros de largo, e insertarlos en órbita en una cantidad de una docena para unirlos en una gran rueda y hacer un hotel en el espacio con capacidad para 100 personas. El proyecto fijaba la puesta a punto sideral para el 2005. En tal idea se sumó la British Airways, que pensaba ser la empresa que llevara al hotel orbital a los turistas. El proyecto no estaría mal si no fuera porque elevar a una órbita sostenible los ET exige un esfuerzo adicional y hacer todo el montaje de habitabilidad en el espacio de los mismos es posiblemente más caro que llevarlos completos desde tierra. El coste evaluado en 1999 era de 12.000 millones de dólares lo que hizo a los promotores buscar socios.
    Los tanques ET del Shuttle también fueron la base del proyecto Space Resort de Gene Meyers, californiano presidente de la empresa Space Island Group, un hotel orbital de 600 m de diámetro para alojar a medio millar de personas. El cálculo en 1999 de la estancia de una semana en tal hipotético hotel ascendía a algo más de 3 millones de pesetas.

    Más realista, se lanzó un proyecto de vuelos para multimillonarios por parte de los rusos en el verano de 2001. La empresa rusa MirCorp salió entonces con un estudio preliminar de viabilidad de un proyecto de hotel orbital llamado Mini Station 1 integrado en principio por un módulo propulsor como los usados por las naves Soyuz y Progress, un módulo esférico bajo presión con varias escotillas de atraque, un módulo mayor como el previsto para la Mir 2, paneles solares, etc. Su capacidad sería para 3 personas hasta 20 días, 2 turistas y 1 cosmonauta profesional. Su comercialización permitiría, calculan entonces los rusos, sufragar en gran medida su cosmonáutica. Los vuelos se harían aprovechando los efectuados a la ISS, uno cada 6 meses, de modo que la nave espacial iría primero a la miniestación y luego, tras los 20 indicados días, a la ISS; esto significa que la inclinación de la órbita de tal miniestación tendría que ser la de la ISS y el sistema de acoplamiento compatible con la misma. El abastecimiento de la tal pequeña estación sería también con naves Progress. También se aprovecharía la misma para realizar experimentos de tipo comercial.
    El estudio previo es participado con la MirCorp por la empresa Energía y la Rosaviakosmos y su presupuesto se estimó en unos 100 millones de dólares. Su vida útil se estima en unos 15 años y el primer vuelo se cree en 2001 que sería posible en 2004.
    Poco después, en 2002, para responder a las expectativas comerciales de los vuelos tripulados, especialistas americanos (Space Adventures) y rusos (Myasishchev) crearon la empresa Cosmopolis XXI Suborbital Corporation pensando en lanzamientos suborbitales de hasta los 100 Km de altura de turistas con el vehículo reutilizable C-21 (de Cosmópolis XXI) que volaría con un avión M-55X. El tiempo de microgravedad se anuncia de 7 min y los pasajeros deberían someterse a pruebas y entrenamiento como los verdaderos astronautas pero suavizadas. El costo por billete se calculó en 98.000$ y en el momento de creación de la empresa, se dijo que tenían 100 reservas. Los vuelos deberían iniciarse en 2005.
    Sobre las posibilidades reales del turismo espacial, varias compañías privadas consideraron para el futuro la opción, aunque siempre (principios del milenio) apuntando más allá del año 2.020.
    Aun así, en 2010 los rusos de la empresa Orbital Technologies pensaban que podrían poner en funcionamiento en 2016 un hotel orbital de 4 habitaciones para un máximo de 7 acaudalados turistas o ricos investigadores privados. El acceso sería con los Soyuz y el volumen del hotel sería de 20m³.
    En el mismo año, la empresa española Galactic Suite decía que a finales del siguiente 2012 iniciaría la construcción en órbita de un hotel de módulos basados en la nave de carga  europea ATV (utilizada para lanzar cargas de abastecimiento a la ISS) de la empresa EADS-Astrium. El coste estimado del proyecto es de 400 millones de euros y para entonces dicen tener 38 reservas bajo un precio de 3 millones de euros por cada una, incluido el entrenamiento; los vuelos serían de 4 días de duración prevista. El módulo base se anuncia de 8 m de longitud y 4 de diámetro y al que se pretenden acoplar 4 módulos más hasta completar una capacidad para 6 personas y 2 pilotos. El impulsor de los módulos sería el cohete ruso Soyuz. El coste de una plaza en un Soyuz tripulado venía costando más de 20 millones de euros... ¿¡?

    Otros cálculos, como los de Jin Akkerman, planifican vuelos suborbitales de un piloto y 6 pasajeros de pago a partir de mediados de 1999; el billete sería en precio de 1997 de 3.500 $ tan solo y el vuelo tocaría techo en los 110 Km de altitud, tras apagarse los motores en los 40.

    La fundación X-Prize, de San Luis, Missouri, puso en 1996 sobre la palestra un premio de 10 millones de dólares para el primero en realizar un vuelo alcanzando los 100 Km de altura, en vuelo suborbital de 15 min, repetidamente en dos semanas con una nave reutilizable para 3 personas. Se denominó competición X-Prize y aparecieron empresas aspirantes al premio en Estados Unidos, Alemania, Gran Bretaña y Argentina, hasta un total de 19 en 2000. La idea es que si el sistema resulta se podía llevar luego a cualquier persona al precio de 3.500 $. A mediados de 1998, se dijo que los primeros 5 vuelos ya tenían todos los pasajes cubiertos.
    El primero que se inscribió fue Burt Rutan y su empresa Scaled Composites (financiada por Paul Allen, el cofundador de Microsoft), el creador del modelo de avión Voyager, en mayo de 1996 con su ingenio suborbital llamado Proteus; la primera prueba de la primera fase del cohete se realizó el 22 de septiembre de 1998 en Mojave. El primer vuelo del avión portador, denominado White Knight, fue efectuado el 1 de agosto de 2002, siendo sucedido de otros 19 con un total de 50 horas de vuelo. La presentación del prototipo se hizo en el mismo lugar californiano el 19 de abril de 2003 y su denominación es entonces la de SpaceShipOne; el motor del mismo es un híbrido de óxido nitroso y goma (caucho). En el vuelo, la nave espacial debía liberarse del avión sobre una altura de 16 Km. El 17 de diciembre de 2003, el SpaceShipOne fue soltado sobre Mojave, desde el avión de transporte White Knight que lo llevaba, y pilotado por Brian Binnie que activó el motor durante 15 seg hasta lograr 1,2 Mach subiendo en vertical hasta los 20,6 Km de altitud. El retorno, en simulación de la reentrada de un vuelo suborbital, finalizó planeando hasta la pista de aterrizaje y en tal lugar el tren izquierdo de aterrizaje se recogió con lo que se salió de la ruta sin mayor consecuencia. El 11 de marzo de 2004 se lleva a término otro vuelo, el denominado 49L-12G, con suelta desde el citado White Knight, probando el sistema térmico en el planeo y aterrizaje del prototipo. El 8 de abril siguiente, sobre Mojave, realiza el segundo vuelo de ensayo con encendido del motor-cohete y en 40 seg alcanzó 2 Mach y 34,6 Km de altitud (luego de ser liberado del avión repetido); siendo tripulado por Peter Siebold, aterrizó planeando sin novedad.
    Otro aspirante al premio fue Vaughn Cordle, piloto de líneas aéreas de 43 años en 1998, para volar en el cohete llamado Mayflower 2. Y los británicos del Bristol Spaceplanes Ltd. pensaron usar su Ascender, citado anteriormente.
    Para el premio X-Prize, a principios de mayo de 2001, había 20 proyectos. Por entonces se presenta un prototipo canadiense para vuelo suborbital de 7,3 m de longitud y 0,5 Tm de peso. Se pensaba entonces probarlo desde 10 Km de altura, para ver como se comportaban los paracaídas y en el aterrizaje. El modelo final del proyecto llamado Da Vinci, es el cohete Wild Fire. El mismo tendría 7,3 m de altura, 2,5 Tm de peso, usaría LOX y keroseno, un empuje de 4,54 Tm y sería elevado a 24,4 Km de altitud (primero se dijo que a 40 Km) durante unos 70 min colgado por un cable de 300 m de largo de un globo de helio de un diámetro equivalente a una altura de 25 pisos. La altura prevista alcanzar es de 120 Km y una velocidad máxima de Mach 4. Dotada de escudo térmico, el retorno de la cabina, que es esférica, se facilitaría con un paracaídas y asistencia de guía por GPS.
    En otro caso, un sistema más que quería optar al citado premio, el ensayo del sistema de escape de este sistema se probó con éxito el 6 de julio de 2000 en bahía de Morcambe, Gran Bretaña, con el lanzamiento de un cohete de 2 fases Starchaser Discovery, que llegó a 6 Km de altura. El cohete definitivo sería, sin embargo, el Thunderbird de características suborbitales. Es el artífice de este sistema Steve Bennet, entonces de 36 años; el mismo, aficionado a la astronomía y la ciencia-ficción, había trabajado como técnico en una fábrica de pasta de dientes, pero había construido su primer cohete a los 13 años. El 22 de noviembre de 2001 se probó en el mismo lugar británico por parte de la empresa Starchaser Industries un cohete llamado Nova, prototipo del Thunderbird, para ensayarlo y comprobar la caída en paracaídas de la cápsula; la carga solo ascendió a 1.689 m de altitud. El 22 de julio de 2003, la cápsula Nova 2 fue probada con éxito desde 3 Km de altura, soltada de avión, planeando con un parapente hasta aterrizar en Red Lake.
    Otra de las empresas participantes fue la Cerulean Freight Forwarding Co. con una nave llamada Kitten para 2 ocupantes que debía volar a Mach 4 y lograr 200 Km de altura con motores de compuestos cerámicos. El sistema utiliza el como propulsantes metano y LOX. El sistema de retorno es planeando. Se esperaba que estuviera listo en 2003.
    A principios de 2003 sumaban 24 participantes de 7 países: Argentina, Canadá, Estados Unidos, Israel, Gran Bretaña, Rumania y Rusia. El equipo canadiense aspirante al premio llamado Canadian Arrow Team informó en junio de 2003 que sus candidatos a volar serían dos titulares y dos reservas, Larry C. Clark, David Ballinger, Jason Paul Dyer, Wayne Wong, Marvin Edward Gow y el ucraniano Yaroslav I. Pustovyi, que fuera reserva en un vuelo Shuttle.
    En abril de 2004 los participantes eran ya 27. El equipo canadiense de Brian Feeney bautizó su nave como Wildfire y la misma forma parte de un sistema que la eleva hasta los 24 Km de altura con un globo de helio, el mayor del mundo, desde donde el cohete partiría hacia los deseados 100 Km de altitud necesarios para ganar. El descenso se realizaría con paracaídas.
    En mayo siguiente el concurso pasó a denominarse Competición Ansari X-Prize, tras aceptar el donativo económico de la familia iraní-americana Ansari. El premio quedaba sujeto a una póliza por tal importe con una compañía de seguros que apostaba porque no se cumpliría el vuelo en las condiciones fijadas.
    El 13 del mismo mes de mayo, el antes referido prototipo SpaceShipOne de B. Rutan alcanzaba el récord (para una nave privada) de 64,4 Km de altitud sobre Mojave en su tercer vuelo de propulsión con Mike Melvill como piloto; como vuelo en general de tal nave es el 14. Su motor actuó durante 55 seg hasta lograr Mach 2,5 y 46 Km de altitud; el resto de la altura hasta los 64 Km lo cubrió inercialmente tras el impulso. Luego, descendió planeando hasta aterrizar, siendo la duración del vuelo de 20 min.
    La empresa, la Scaled Composites, anunciaba dos semanas más tarde su primer vuelo hasta los 100 Km de altura sobre Mojave para el siguiente 21 de junio. El mismo se perfila como el primer vuelo suborbital a tal altitud a realizar con capital privado. Por fin, en la señalada fecha, tras partir a las 13 h 47 m, GMT, de Mojave, y ser liberado a las 14 h 50 m, GMT, el SpaceShipOne hizo tal misión alcanzando los 100.124 m, si bien no logró la prevista de 109,7 Km, y aterrizando luego en el mismo desierto de Mojave a las 15 h 17 m, GMT; tuvo un problema –corregido manualmente- de dos giros de 90º, primero a la izquierda y luego a la derecha, en la actuación del cohete, que funcionó durante 1 min 20 seg. La nave fue liberada de nuevo del avión White Knight, pilotado por Brian Binnie, a unos 15.200 m de altitud, se lograron unos 3,5 ges de aceleración y el tiempo de microgravedad fue de unos 3,5 min en el cenit de la trayectoria. La reentrada se lleva a término a unos Km de la posición calculada antes para luego planear hasta la pista. También registró una deformación en una tobera y problemas con el sistema de control, así como ruidos indeterminados en su origen en la cabina de la nave. Entre las personas que recibieron a Melvill estaba el que es el segundo hombre que pisó la Luna, E. Aldrin.
    Un poco antes, el 15 de junio, otro competidor del mismo premio, el vehículo Black Armadillo (prototipo a escala del modelo final), de Armadillo Aerospace, fue lanzado con éxito, pero llegando a solo 40 m de altura y aterrizando luego con normalidad.
    El 5 de agosto de 2004, el canadiense Brian Feeney presentaba en Toronto su proyecto Da Vinci, antes referido, anunciando que él mismo lo tripularía el siguiente 2 de octubre en el primero de sus vuelos desde Kindersley, Saskatchewan. Pero a mediados de septiembre anunció que retrasaría tal vuelo por problemas técnicos.
    El 8 de agosto siguiente el primer ensayo, con las miras puestas en el mismo premio, de la empresa Space Transport Co., de Forks, en el Estado de Washington, realizado sobre la costa del Pacífico, en el citado estado, acabó con la explosión del cohete. Se trató del cohete Rubicon 1 que portaba 3 maniquíes-astronautas que falló apenas despegar cuando su misión era alcanzar unos 6 Km de altitud y caer luego colgado de paracaídas. Tal compañía, propiedad de 2 jóvenes llamados Phillip Storm y Eric Meier, había invertido en tal lanzador 220.000 $. El fallo se achacó inicialmente a un defecto del grano del propulsante.
    Al margen del premio repetido y aprovechando la posible viabilidad de uno de los prototipos señalados, a fines de septiembre de 2004 la empresa Virgin, del británico Richard Branson, anunciaba para 2007 vuelos privados suborbitales desde los Estados Unidos hasta los 130 Km de altitud con un precio de billete de 169.000 euros, al tiempo que también informaba de una inversión de 100 millones de dólares en la compañía de la nave SpaceShipOne de Rutan (o bien 14 millones de libras en 15 años). La nueva empresa de Branson fue llamada Virgin Galactic y preveía entonces construir 5 de tales naves. Cada vuelo podría llevar 5 pasajeros en un vuelo de 3,5 h (pero en microgravedad solo unos minutos) y esperaban en 5 años lanzar a nada menos que 3.000 personas. El entrenamiento previsto para tales ocupantes de la nave sería de solo 3 días. En febrero de 2005 ya había apuntados 7.000 aspirantes para tales viajes y el primer vuelo se tenía entonces previsto para 2008 y el propio Branson y su familia serían los viajeros. El 68% de los apuntados son americanos y principalmente, del resto, había australianos, ingleses, alemanes y japoneses, siendo en total un 58% hombres y un 42% de mujeres; entre tales aspirantes estaban el guitarrista Dave Navarro, el cantante Gene Simmons, el actor de Star Trek William Shatner y otros famosos entre los que se señalan varios actores cinematográficos. En el verano de 2006 también anunciaba igual aspiración el español Xavier Gabriel, dueño de una conocida administración de lotería catalana; por entonces, el número de aspirantes eran ya 38.000 de 126 naciones, con precio de billete actualizado a 200.000$.

    Al mismo tiempo, en el mismo septiembre de 2004, la compañía SpaceDev, basándose en la tecnología de propulsión de la nave de Rutan pero con el cohete híbrido Streaker (de 6 veces más empuje) y en un avión cohete del tipo X, comenzaba a diseñar su Dream Chaser pensando en vuelos suborbitales tripulados, pero con capacidad superior, para llegar a los 160 Km de altitud.
    Y el 29 del mismo mes la nave SpaceShipOne llevaba a cabo de nuevo un vuelo (el segundo) a la cota de los 102,87 Km, no sin ascender, tras el encendido del cohete, con algunos problemas imprevistos. Tales consistieron en subir un tramo girando desde los 50 seg de encendido el motor (volando ya a Mach 2,7) sin lograr estabilidad hasta 16 seg después en los que dio 20 giros sobre su eje de longitud. A 11 seg de que el motor se apagara de forma automática fue apagado manualmente por el piloto que había logrado controlar los giros con motores laterales. Pero el resto del vuelo no registró mayores dificultades y aterrizó planeando 23 min sin novedad en Mojave al cabo de 90 min de iniciar el despegue el avión portador (a las 14 h 11 min GMT) que lo liberó antes a una altitud de 15,3 Km. Mientras estuvo en el cenit, el piloto tomo imágenes. Entonces, la nave debía realizar otro vuelo similar en el plazo de las 2 semanas siguientes para optar al premio X-Prize, pero llevando a bordo 3 personas o el peso equivalente (total 270 Kg); en esta ocasión solo iba el piloto Mike Melvill con 2 cajas con herramientas, juguetes y otros objetos para simular el peso. Así que para el siguiente 4 de octubre la empresa proyectó tal nueva misión.
    El premio X-Prize hubiera caducado el 1 de enero de 2005, pero fue finalmente ganado por la SpaceShipOne el anunciado 4 de octubre de 2004, que así se embolsaría los 10 millones de dólares de premio. El segundo vuelo requerido se llevó a cabo repitiendo el viaje antes citado con Brian Binnie de piloto. La nave fue liberada a las 15 h 49 min GMT del avión White Knight a una altitud de 15,5 Km sobre Mojave y esta vez no hizo giros al elevarse con su motor cohete, llegando luego a los 112,24 Km de altitud, altura en torno a la que la nave estuvo unos 3,5 min en la microgravedad. El aterrizaje, tras planear, se produjo a las 16 h 13 min en Mojave ante un buen número de entusiastas. El premio fue entregado en una ceremonia el siguiente 6 de noviembre en San Luis. La nave SpaceShipOne, por su parte pasaría a ser depositada en 2005 en el Museo Nacional del Aire y del Espacio de Washington.
   
    El siguiente desafío privado se fijó por entonces con el llamado premio America’s Space Prize, ahora de 50.000.000$, pero con el objetivo algo más “elevado”: llevar una nave privada a una órbita sobre la Tierra portando al menos 5 personas, realizar una cita orbital con una estación también en órbita, naturalmente aterrizar luego sin problemas, y poder repetir el vuelo en el plazo de 2 meses; este premio tiene una vigencia de una década. El convocante es la empresa Bigelow Aerospace de Robert T. Bigelow, también dueño de Budget Suites of America, si bien la mitad del capital sería aportado por otras compañías. La citada pretendía lanzar además módulos bautizados Nautilus para inflar en órbita (al modo del proyectado TransHab de la ISS) y constituir un satélite-estación a partir de 2010 con un costo por módulo de 100.000.000$. El desarrollo de los Nautilus pasaría previamente por modelos a escala denominados Genesis, a probar en 2005 (luego lo fue en 2006), y Guardian en 2007.
    Pero, por lo pronto, los vuelos de la nave SpaceShipOne sirvieron además como estímulo para otras empresas privadas. En noviembre siguiente, Jeff Bezos, creador de la web amazon.com, anunciaba su entrada en tal escena espacial con su empresa Blue Origin. Pretende el citado desarrollar naves siderales de bajo costo pero con la intención de probar suerte con una suborbital primero y más tarde con una verdadera nave orbital. El primer disparo del cohete, en ensayo de 2 min logrando 85 m de altitud, se llevó a cabo el 13 de NOVIEMBRE de 2006 en Culberson Country, Texas, con cierta discreción. Tal ingenio se denominó Goddard y tenía por finalidad probar un futuro vehículo bautizado New Shepard. La presentación del Goddard se hizo en enero de 2007 en la página de Internet www.blueorigin.com y su aspecto recuerda al Delta Clipper X.
    Otra consecuencia fue la creación de una empresa más con iguales fines, la Spaceship Company por parte de Burt Rutan y Richard Branson. En su meta inmediata se marcó la creación de dos nuevos modelos de naves turísticas, la SS2 y la WK2, de las que se tenía en 2005 el propósito de construir 5 y 2 unidades.
La empresa Scaled Composites iniciaba entonces el proyecto de su modelo suborbital SpaceShipTwo, pensando probarla en 2007 y que fuera operativa en 2009. Tal nave, que se pensaba hacer despegar en Las Cruces y aterrizar cerca de Roswell, en Nuevo México, tendría un techo teórico de 140 Km y su capacidad sería para 2 pilotos más 6 pasajeros.
    El 20 de octubre de 2006 se establecía por otra parte el comienzo del Wirefly X-Prize Cup 2006 en las Cruces de Nuevo México, también como prolongación del Ansari X-Prize. La nueva propuesta de competición fija premios de 2.500.000$ y las tecnologías buscadas como meta se especifican en un módulo lunar de despegue-aterrizaje en simulación del alunizaje y despegue selenita, y en un sistema elevador hasta 50 m que pudiera servir al hipotético “ascensor espacial”. Uno de los primeros ingenios participantes fue el llamado Pixel de la NASA.

    Otra fundación, llamada The First CATS, promovida por la sociedad FINDS, ofreció algo parecido al X-Prize suborbital, unos 250.000 $, en promoción de los que denomina el acceso barato al espacio, para quien alcance los 200 Km de altura con una carga de 2 Kg. El concurso dio como fecha tope el 8 de noviembre de 2000, pero nadie lo consiguió. En total concurrieron 15 equipos. Un intento se produjo el 29 de octubre anterior por parte de la empresa High Altitude Research Corp. con un globo y un cohete lanzado desde éste a cierta altura; solo llegó a los 24 Km de altitud.

    Entre las empresas que han planificado vuelos espaciales suborbitales por encima de los 100 Km de altura se cuenta AeroAstro, de Virginia, que estudió un sistema mixto aeronave-cohete con una inversión inicial de 30 millones de dólares. Su plan establece la elevación hasta los 10 Km de altura con un avión y luego la actuación de un cohete de LOX y queroseno.
    Otra empresa en el caso es la Pioneer Rocketsplane, de Colorado, que diseñó el Pathfinder, un avión espacial que repostaría en vuelo, sobre los 10 Km de altura, 6.000 libros de LOX para sus cohetes, que le llevarían a unos 150 Km de altura a mach 19; la inversión inicial de la empresa es de 100 millones de dólares.

    En 2002, la empresa Yeti Club ofrecía en España también vuelos suborbitales de una duración total de entre ½ y 1 hora por algo más de 100.000€, dos semanas de entrenamiento para el vuelo por 200.000€, vuelos en microgravedad con aviones en caída libre por 5.910€ y la oferta estrella, en combinación con la rusa-americana Space Adventures: vuelo orbital a la ISS por 21 millones de euros.
    La misma empresa ofertaba en 2005 a los potenciales turistas multimillonarios nada más y nada menos que un viaje circunlunar por 100 millones de dólares; el vuelo pretenden entonces realizarlo con una Soyuz… Eso sí, el vuelo, de al menos 9 días de duración, no sería antes de 2008 y exigiría un entrenamiento previo de 6 meses. Por supuesto, la astronave Soyuz de 2005 no tiene capacidad lunar, así que la previsión apunta a una etapa complementaria, previamente situada en órbita terrestre, o bien un cohete más potente. Según la Space Adventures, el mercado potencial en el mundo de este tipo de vuelo era de al menos 500 personas…

    En 2013 trabaja por iguales objetivos la empresa suiza S3, fundada por el ingeniero aeronáutico y piloto suizo Pascal Jaussi, con la que colaboran una docena de empresas del sector, 4 de ellas de España (Deimos, Sener, Elecnor y Aernnova), fijando como base de partida el aeropuerto de Gran Canaria. El proyecto apunta a un avión Airbus A-330 llevando a lomos una naveta llamada SOAR dotada de motor cohete que a su vez puede incluso llevar un satélite de hasta unos 250 Kg a relanzar sobre el apogeo de su trayectoria de unos 100 Km de altitud. Como vuelo suborbital puede llevar tal naveta con 2 pilotos y cuatro pasajeros en un vuelo de unos 20 min como máximo. Este SOAR, de cierto parecido al malogrado Hermes europeo, tiene unos 17 m de longitud, 14 de envergadura en las alas y su peso es de 35 Tm. El coste del proyecto: 200 millones de euros. Inicio de vuelos del mismo: 2018 para los satélites y 2020 para los vuelos tripulados suborbitales.

    También en 2005, la compañía Interorbital Systems entraba en este terreno. Pero iba más allá en sus proyectos, pretendiendo para 2008 llevar turistas acaudalados al espacio en vuelos orbitales de nada menos que 7 días de duración con su nave Neptuno Spaceliner con capacidad para 5 tripulantes y retorno sobre el océano; el precio fijado en tal momento para tal viaje es de 2 millones de dólares. Su primer contrato, entonces anunciado, sería sin embargo para un vuelo suborbital en la nave a escala de la anterior, denominada SeaStar; el contratante sería el americano Tim Reed y el precio ¼ de millón de dólares.
    Hacia finales de 2005 la Rocketplane Ltd. tenía un proyecto de vuelos suborbitales para turistas con un avión Learjet 25 dotado de un motor-cohete RS-88 de la NASA, que colabora a la sazón con tal empresa en tal adaptación y ensayos previsibles durante los 3 años siguientes. Con tal motor de 22 Tm de empuje, el avión señalado, de 13 m de longitud y capacidad para 4 tripulantes, debería tener un techo en vuelo de unos 90 Km de altitud. El primer vuelo de prueba se tenía previsto entonces para principios de 2007.
    En 2007 se sumaba a esta historia de los vuelos de pago suborbitales al límite de los 100 Km de altitud la empresa europea EADS Astrium con un proyecto propio que pretende ser operativo a partir de 2012. El vuelo ser realizaría inicialmente en avión hasta los 12 Km de altura, a partir de donde actuaría un avión cohete que llevaría pasajeros de pago hasta el citado centenar de Km, estando entonces unos 3 min en microgravedad para luego retornar hacia un aeropuerto comercial, con una duración total del viaje de 1,5 h. El coste del billete se calcula entonces para ser de más de 150.000€.
     A principios de 2008 la Virgin Galactic informaba del diseño de su nave suborbital “turística” SpaceShipTwo, ya mencionada, y acerca de la construcción de la aeronave portadora WhiteKnightTwo por parte de la compañía Scaled Composites; la nave suborbital tendría 18 m de largo. La base de partida se fijó en el Spaceport America, Nuevo México. Por entonces, según anunciaron, el número de “turistas” aspirantes a volar en firme era de unos 200 de 30 naciones, de los que ya habían sido aceptados tras las pruebas correspondientes 80. El precio del billete se anuncia entonces de 200.000 dólares y el inicio de los vuelos hasta los 110 Km de altitud para 2009. La empresa diseñadora y constructora de la nave será la Northrop Grumman Co., y para los ensayos utilizaría pilotos de la filial Scaled Composites.
    La primera aeronave portadora WhiteKnightTwo fue presentada el 28 de julio de 2008 en Mojave y bautizada como Eve, nombre de la madre de Richard Branson; es en tal momento la mayor aeronave fabricada con compuestos de carbono. Fabricada por Scaled Composites, y dotada de 4 motores Pratt&Whitney PW308A, su techo se fijó en 15,3 Km. El WhiteKnightTwo fue probado por vez primera en vuelo real despegando en Mojave, el 21 de diciembre de 2008; voló con éxito durante 1 h.
    El 7 de diciembre de 2009 se presentaba en público en Mojave Spaceport la nave  SpaceShipTwo, o SS2, de Virgin Galactic, la que se esperaba hacer volar suborbital y comercialmente en 2011 o 2012. Con capacidad para 6 personas más dos pilotos, fue diseñada por Burt Rutan y fue construida por Scaled Composites con compuestos de carbono principalmente. Puede soportar Mach 3,5. El avión nodriza sería el  White Knight Two, que  la elevaría hasta los 15,5 Km de altitud para luego alcanzar los 100 Km. La base de salida se fijó en Nuevo México. Por entonces también se anuncia la existencia de 300 reservas para vuelos turísticos con esta nave con un precio por billete de 134.000€.
    El primer vuelo aéreo de prueba de la nave espacial SpaceShipTwo, bautizada VSS Enterprise, se realizaría el 22 de marzo de 2010 tras salir de Mojave bajo la panza del avión WhiteKnightTwo, bautizado Virgin Mothership Eve. Se llegó entonces a una altura de 13.716 m y vuelo, que es un éxito, dura 2 h 54 min. La primera misión suborbital se esperaba en tal momento realizarla no antes de 2012 si en las demás pruebas no había problemas. El número de reservas actualizado es entonces de 330 y el precio 200.000$ (entonces 150.000€). La nave VSS Enterprise es parecida a un jet de 18 m de longitud, y está fabricada por pura fibra de carbono.
    El 15 de julio de 2010, el WhiteKnightTwo se elevaba sobre Mojave por tercera vez con la VSS Enterprise (y por vez 33 en total), llevando esta vez la última dos pilotos para comprobar los sistemas de la nave. El vuelo aéreo dura en total 6 h 12 m. Otras pruebas similares (4 en total) se llevarían a cabo hasta el 30 de septiembre, y varias decenas más con un modelo gemelo.
    El siguiente 10 de octubre la nave SpaceShipTwo fue vuelta a elevar sobre Mojave por el  WhiteKnightTwo, pero esta vez va pilotada y es liberada en vuelo a 13,7 Km de altitud para probar su suelta del avión nodriza, su aerodinámica en vuelo y el aterrizaje por vez primera. La nave planea durante 11 min hasta aterrizar, resultando un éxito toda la operación. La nave fue pilotada por el comandante Peter Siebold y el copiloto Mike Alsbury.

    En tal momento, Virgin Galactic anuncia tener 370 reservas (manteniendo a 200.000$, o  144.000 euros, el billete) para los vuelos consiguientes.
        El 4 de mayo de 2011, soltada a 15 Km sobre Mojave, la SpaceShipTwo se probaba en simulación de la reentrada, utilizando por vez primera una configuración de la cola en giro de unos 65º hacia arriba para ayuda en el frenado; en la caída, tras 1 min 15 seg y a los 10 Km de altitud, la configuración de la cola vuelve a ser la normal para luego realizar el aterrizaje sobre pista tras 11 min de vuelo desde su suelta. En el plazo de dos semanas, la nave es probada entonces con éxito en tres vuelos de ensayo.
      El 29 de abril de 2013 se ensayaba sobre Mojave por vez primera en vuelo el motor de la SpaceShipTwo, que alcanza Mach 1,2 y 16,7 Km de altura, y va pilotado por Mark Stucky y Mike Alsbury. El encendido del motor dura 16 seg y previamente fue soltado a unos 14 Km de altura por el avión nodriza WK2. Se anuncia entonces para finales del mismo 2013 el primer vuelo suborbital de tal nave, aunque aun sin pasajeros de pago, y otro posterior en el que ha de viajar el dueño de la propia empresa, Richard Branson. Para entonces, el total de reservas anunciadas asciende a 530 al precio ya indicado anteriormente. Los parámetros anunciados del vuelo suborbital de la SS2 son de un techo de 110 Km de altitud, con suelta previa del avión portador WK2 sobre poco más de una docena de Km de altura; al alcanzar tal techo, los 2 pilotos y 6 pasajeros de pago podrán pasar unos 5 min de microgravedad para luego regresar hacia tierra.
      El 31 de octubre de 2014, durante el cuarto vuelo de prueba sobre Mojave, la SpaceShipTwo, luego de ser liberada por el avión WK2 a 13.716 m de altitud, se desintegró en el aire y sus restos cayeron en el desierto en un área de unos 8 Km de largo. Sus pilotos eran los habituales de la nave y resultaron uno, el piloto Peter Siebold, gravemente herido y otro, el copiloto Mike Alsbury, de 39 años, muerto; el superviviente bajó en paracaídas, pero el otro no. Las primeras especulaciones hablan de explosión y apuntan al motor cohete híbrido, que en tal momento ya estaba encendido desde hacía 9 seg. Pero el primer análisis dijo que la causa fue originada en las alas de los lados que se abrieron antes de tiempo y que fueron arrancadas por la fuerza aerodinámica; tal parte trasera articulada al parecer había sido desbloqueada indebidamente por parte del copiloto fallecido. Un segundo vehículo estaba entonces en construcción pero en todo caso la ejecución de los planes de la empresa se vería retrasada. Para entonces estaban apuntados como aspirantes a volar en tal vehículo más de 800 personas, entre las que estaban actores de cine como Tom Hanks, Angelina Jolie, Brad Pitt y otros.

…...-=-......

    El 13 de diciembre de 2011 se presenta otro proyecto más, esta vez del ya mencionado Paul Allen, cofundador de Microsoft. El proyecto se asimila a una nueva empresa, la Stratolaunch Systems que fija su sede en Huntsville, Alabama. Piensa Allen, con el colabora Burt Rutan, crear una nave orbital de carga y transporte de viajeros tomando como base el tipo de nave Sänger. Se trata de un modelo de astronave de una masa total de 500 Tm y una envergadura de 100 m, con despegue de un aeropuerto, del gran avión base al modo de los lanzamientos de los cohetes Pegasus, aunque aquí el cohete va bajo un ala central pues el avión es de dos cuerpos empatados por el citado ala central. El citado avión lo construiría en Stratolaunch, Nuevo Méjico, la empresa Scaled Composites de Rutan, lo dotaría de 6 motores y el mismo precisa para su despegue una pista de 3,6 Km; el cohete de 222 Tm lo haría SpaceX, participando la empresa Dynetics como integradora de avión y cohete. El primer vuelo de prueba se proyecta entonces para 2016.

    En febrero de 2012 hace anuncio de sus intenciones otra empresa aspirante a llevar turistas en vuelos suborbitales. Se trata del consorcio Booster formado por varias compañías de diversos países, entre las que figuran las españolas Elecnor Deimos Space y Aernnova Engineering; el proyecto es iniciado por el piloto e ingeniero britanico James Murray. El costo inicial entonces calculado del billete se estima en 200.000 dólares (151.000 euros) y los vuelos se creen posibles a partir de 2017, partiendo de los Estados Unidos al principio pero esperando hacerlo después de cualquier aeropuerto del planeta. El tipo de nave concebida es el de una naveta con capacidad para 10 personas, de las que 2 serían los pilotos, llevada a lomos de un avión tipo Airbus 300 hasta los 10 Km de altura, donde sería liberada e impulsada hasta la altitud de los 100 Km. El retorno sería aeronáutico sobre cualquier aeropuerto.


...---===---...


    En 2008 la empresa californiana, de Mojave, XCOR Aeroespace, que compraría antes las patentes del prototipo Roton, anunciaba su propósito de disponer para 2010 de otro vehículo suborbital denominado Lynx. Es del tamaño de un pequeño avión privado que podría despegar y aterrizar en cualquier aeropuerto del mundo. Su diseño fue el resultado de 6 años de trabajo. Funcionaría con cohetes de propulsantes keroseno y LOX y sus vuelos serían de “bajo costo”, según se dijo; el precio del billete seria en principio de solo 63.000 euros. Las posibilidades teóricas de la nave la califican para realizar nada menos que 4 vuelos diarios de 30 min llevando a un piloto y un pasajero, alcanzado la velocidad de 4.200 Km/h.  
    A finales de 2008 la citada XCOR anunciaba sus vuelos privados suborbitales de 61 Km de altitud por solo 95.000$, en clara competencia con Virgin Galactic. El 15 de diciembre del mismo 2008 se probaba en Mojave para el proyecto el motor 5K18 de keroseno y LOX. Entonces tenían como primer cliente al danés Per Wimmer.

    Otros más que pretenden lanzar cohetes suborbitales tripulados son los daneses de Copenhagen Suborbitals. Su primera prueba de lanzamiento de un cohete, que llamaron HEAT-1X, con su nave bautizada Tycho Brahe, fracasó en cuestión de segundos el 3 de junio de 2011, cayendo sus restos al mar, donde se produjo el disparo sobre un a plataforma móvil marina llamada Sputnik. Entonces pasaron al siguiente modelo, el cohete que llamaron Nexo y perfilan otro posterior, el Spica, el que tienen ya intención de ocupar con un pasajero. El Nexo usa como propulsantes LOX y etanol, y del mismo se proyectan dos disparos, el primero en 2016. El Spica se proyecta para tener 13 m de altura y 1 m de diámetro, con un peso total de 4 Tm, de las que 2,6 son de propulsante, y un empuje de 100 kilonewtons; se calcula que su tiempo de funcionamiento serán 1,5 min y que alcanzará 3.600 Km/h de velocidad.


    Sobre estos vuelos espaciales privados, hay que advertir no obstante que, si bien la tecnología se puede considerar espacial y que la altitud lograda no es desdeñable, no vamos a estadísticamente admitir los viajes como verdaderamente espaciales de todos aquellos vuelos que no sobrepasen más de los 150 o 160 Km de altura bajo el entendimiento de que el espacio realmente empieza por encima de la altitud señalada, con independencia de que se trate de viajes suborbitales o no.

    Pero no todo son proyectos firmes de vuelos suborbitales y de vuelos orbitales irrealizables. En el verano de 2009 la empresa Excalibur Almaz Ltd. anunciaba su firme propósito de desarrollar un programa de vuelos orbitales tripulados privados con fines comerciales y también científicos. Tales vuelos se realizarían en una órbita baja y serían de una semana de duración. Contaba con la colaboración de la compañía rusa NPO Mashinostroyenia y basa el modelo de astronave proyectado para acceder a las estaciones orbitales militares soviéticas Almaz de treinta años atrás. Tales naves fueron llamadas TKS y se llegaron a probar sin tripulación con estaciones Salyut; son similares a las Gemini americanas con un módulo de servicio y una cabina de mando y retorno. Entonces, la empresa citada quería comprar varias naves, e incluso las carcasas de las citadas estaciones Almaz, y actualizar sus sistemas electrónicos, etc., poniendo a punto el sistema para 2013, pretendiendo su lanzamiento con cohetes rusos Proton.

    En octubre de 2010, a punto de concluir el programa Shuttle, cancelado el proyecto Constellation y con él la posibilidad de disponer de inmediato los norteamericanos de una astronave tripulada, en pleno auge de los vuelos privados suborbitales, había 6 empresas en los Estados Unidos que se postulaban para el desarrollo de una nave espacial privada que pudiera dar tal acceso al espacio a los astronautas.
    Estaba en primer lugar la empresa Virgin Galactic del británico Richard Branson, ya referida anteriormente, que tras su apuesta por los vuelos suborbitales apuntaba ahora más alto. Y a ellos se sumaban principalmente las empresas:

    -- OSC, de Virginia, con su cápsula de carga Cygnus y a quien la NASA contrató para llevar aprovisionamiento regular a la ISS bajo presupuesto de 1.900 millones de dólares por 8 vuelos. Aunque es una nave no tripulada, tiene posibilidades de adaptación. Es lanzada con el cohete Taurus 2. El modelo de nave es el de un cilindro de 3,66 m de largo y 3,07 m de diámetro, si bien se proyecta también otro mayor de 4,86 m de longitud; la capacidad de carga es de 2 Tm en el primer caso y de 2,7 en el segundo.

    -- Space X, con su nave-cápsula Dragon pensada para llevar cargas a la ISS pero con capacidad para transportar hasta 7 personas con ayuda de un vector Falcon 9 en el lanzamiento.

    -- Space Dev-Sierra Nevada, con un proyecto de pequeña nave o transbordador orbital de despegue vertical con cohete y aterrizaje como un avión, con capacidad para 6 personas. Fue padre del diseño James W. Benson (1945-2008).

    -- Bigelow Aerospace y Boeing proponen su nave CST-100, capaz de llevar 7 personas. Es una apuesta de Robert Bigelow ayudado por Boeing, que se lanzó a construir en Las Vegas la estación espacial propia Sundancer con módulos inflables.

    -- Blue Origin, con su nave New Shepard (nombre tomado del primer astronauta americano Alan Shepard) diseñada en apariencia sobre el modelo DC-X de despegue y aterrizaje verticales, pero con operatividad solo suborbital; su capacidad es para 3 personas. Pertenece al fundador de Amazon en Internet, Jeff Bezos.
       
    La última nave citada, la New Shepard, fue lanzada el 29 de abril de 2015 para su prueba. Llegó a los 93,6 Km de altitud y alcanzó Mach 3. Utilizó un motor BE-3 de LOX y LH, pero el módulo propulsor no pudo ser recuperado al no controlar su aterrizaje automático por fallo del sistema hidráulico. La nave, al caer, abrió sus paracaídas y aterrizó, siendo un éxito el ensayo suborbital. La misma empresa, Blue Origin, trabaja entonces en el diseño de otra nave, denominada Very Big Brother, dotada de motor BE-4 de LOX y metano, capaz de operar en órbita.

    En cualquier caso, la opción de los vuelos privados responde a un mayoritario deseo ciudadano de acceder al espacio. Una encuesta realizada en Norteamérica evidenció que al 60 % de las personas les gustaría viajar por el cosmos. El freno para el desarrollo es la opción es solo el económico, pero el abaratamiento futuro lo puede hacer posible.

ROTON
    Los americanos también han realizado estudios de modelos de impulsor mixtos helicóptero-cohete. La compañía Rotary Rocket Company, de Redwood Shores, California, planificó en los 90 un modelo SSTO para probar inicialmente en agosto de 1999 y que es conocido como Roton C. Su aspecto es bastante parecido en principio al Delta Clipper creado para el desarrollo del X-33, pero casi el doble de tamaño. El ingenio es reutilizable y con posibilidad de ser puesto tras el regreso de nuevo en servicio en un plazo de pocos días; incluso por la compañía citada se cita inicialmente la cifra de 24 horas o menos. El carácter de helicóptero añadido al cohete le confiere una mayor seguridad, sobre todo al retorno. Se concibe de forma ligeramente cónica, con 19,52 m de altura, 6,7 m de ancho en la base y con 2 pilotos como ocupantes con misiones de satelización de cargas de 3,2 Tm en órbita baja de 300 Km y 50º de inclinación, fundamentalmente con el objetivo de entrar en el negocio de puesta en órbita de satélites. El regreso a tierra se realiza como un helicóptero, con aterrizaje vertical, utilizando 4 palas de 7 m de longitud que van en el extremo superior o parte más alta y que al despegue van plegadas sobre la estructura del ingenio; en la parte superior va un pequeño cohete para impulsar las palas. En caso de fallo utilizaría paracaídas para aterrizar. Su desarrollo se inició en 1995 y en su construcción utiliza livianas y avanzadas estructuras fundidas en moldes. El avanzado motor RokectJet de este ingenio tiene 96 pequeñas cámaras de combustión y usa LOX y keroseno, no precisando de turbobombas para el mismo, suplantando el efecto de las mismas con la fuerza centrífuga por rotación del motor sobre el eje de longitud de la nave; de tal modo se eliminó el peso y aumentó el rendimiento del sistema.
    Para trabajar en el proyecto se habilitó un hangar, edificio 31, en el aeropuerto de Mojave y se utilizaron a principios de 1998 35 empresas contratistas que a mediados del mismo año ya eran 160. Para el verano de 1998 se planificaron unos meses antes las primeras pruebas del sistema sobre un helicóptero Sikorsky S-58 comprado y modificado por la compañía para tal desarrollo; el motor de prueba fue acabado a finales de mayo de 1998 y las pruebas posteriores se realizan en tal sitio de Mojave a mediados de 1999. También se probaron para entonces los motores del sistema de control a reacción RCS que funcionaron con éxito; tales utilizan peróxido de hidrógeno y metanol como propulsantes. En julio de 1998 comienza la construcción del Roton de prueba, ATV, por la empresa Scaled Composites. El costo del ingenio y las operaciones de vuelo asciende por entonces a solo 5,5 millones de dólares, abaratamiento conseguido en parte gracias a los propulsantes utilizados.
    El Roton fue presentado públicamente el 1 de MARZO de 1999, siendo presentado el denominado vehículo de pruebas atmosféricas ATV. Entonces se prevén 10 vuelos de prueba y la construcción de 3 modelos, uno sin motores para entrenamiento y dos para vuelos orbitales. Una de las comprobaciones pretendía, tras la actuación de los cohetes hasta 2 Km de altitud, hacer descender el Roton con el giro de las palas y los motores cohete apagados.
    A mediados de 1999, la compañía evidenciaba sin embargo falta de recursos económicos. La primera prueba del prototipo se efectuó sin embargo el 23 de julio de tal año y resultó con éxito. Los pilotos fueron Brian Binnie y Marti Sarigul-Klijn. Los mismos hicieron elevar al modelo 3 veces durante 4 min 40 min hasta 3 m de altura máxima con la actuación de las palas tipo helicóptero del mismo. La segunda prueba tuvo lugar el 16 de septiembre siguiente y el ATV iba tripulado por 2 pilotos con la misión de comprobar su control y estabilidad, quedando el ingenio suspendido en el aire por espacio de 2,5 min y subiendo a una altura máxima de 6 m; el tiempo total de la prueba fue de 4,5 min. La tercera prueba, realizada el 12 de octubre del mismo año, llevó al prototipo a 22 m de altura, desplazándose 1.310 m y obteniendo una velocidad máxima de 85 Km/h sobre una pista de Mojave, quedándose además quieto en el aire 1 min 57 seg de los 3 min 47 seg que duró el vuelo; el motor se mantuvo en marcha 9 min 45 seg.
    En la primavera de 2000, la empresa del Roton, la Rotary Rocket Company firmaba un acuerdo con la Space Operations International para la futura puesta en órbita de cargas menores, dando así un margen de confianza al proyecto.
    En el verano de 2000, la falta de financiación del proyecto detuvo su desarrollo y la empresa abandonó entonces el mismo.
   Cancelado así el proyecto, en abril de 2002, las patentes del mismo fueron compradas por la empresa XCOR Aeroespace con vista a un vehículo propio para vuelos suborbitales.

        = UN PASO ABORTADO. RLV (X-33 Y X-34).

    Tras el diseño del Shuttle los ingenieros americanos, NASA e industria aeroespacial, siguieron estudiando nuevos sistemas pensando en la futura sucesión, pero sobre todo cuando se vio que en realidad el sistema de la lanzadera no era tan barato como se pensó en un principio. El sistema debería ser un RLV, vehículo de lanzamiento reutilizable que se bifurcaría en los proyectos X-33 y X-34. Las críticas del sistema Shuttle, realizadas hasta por los rusos que habían sin embargo hecho una copia con su Buran, que si fue verdaderamente inútil, se basan principalmente en el carácter aeronáutico del mismo. Entienden las críticas que las alas del Orbiter solo se usan al final del vuelo para el aterrizaje y sin posibilidad de una segunda oportunidad en la operación, y sin embargo son un peso considerable adicional, pudiendo ser sustituidas por sistemas de paracaídas, más baratos y posiblemente más seguros.
    Se retomaron entonces viejas ideas y, tras la readaptación a los nuevos tiempos, se creó para probar el diseño el Delta Clipper-X. La nueva astronave, sobre el papel, solo necesita tras el vuelo reponer propulsantes, el mantenimiento y poco más, y resulta, en teoría, más barata o rentable. Es decir, la astronave tiene ahora la mayor parte de su peso, que es casi todo, en propulsante, y en principio despega y aterriza verticalmente. Es la principal o básica característica de la misma. Aunque el Orbiter Shuttle es reutilizable, no su tanque de propulsante principal y parcialmente sus cohetes auxiliares, el vehículo espacial ideal sería aquel que fuera al espacio y regresara sin otra necesidad a grosso modo que el reposte de propulsantes y un regular mantenimiento. El costo estimado así para el nuevo vehículo era de unos 10 millones de dólares por lanzamiento, muy optimista pero evidentemente más barato que los más de 400 por los que sale entonces un Shuttle.
    Se trata pues de la primera nueva astronave espacial del siglo XXI, que inicia nuevo milenio, y pensada para sustituir a largo plazo el sistema Shuttle, señalando la previsión un principio de vuelos simultáneos con el mismo.
 
            -
ANTECEDENTES

    En paralelo prácticamente al desarrollo inicial del Shuttle, en los años 70 se estudió entre otros, ya vistos, un modelo llamado Advanced Shuttle, o Lanzadera Avanzada, que venía a ser como el STS pero cambiando los SRBs por una especie de otra lanzadera tripulada de aterrizaje horizontal que solo servía para una primera impulsión y regresaba sin salir al espacio, y que iba separada del Orbiter por un ET. Con tal modelo se pretendía reducir el peso de la astronave y darle una estructura más robusta, y se pensaba en mejores propulsantes y motores de más alto rendimiento.
    En el modelo de otro proyecto el gran tanque de propulsante desaparecía y quedaban las dos naves, quedando en la primera o mayor de despegue la mayor parte del propulsante. Tal nave primera elevaría al Orbiter casi hasta la órbita terrestre para retornar inmediatamente a los pocos minutos de partir y aterrizar luego. Toda la astronave es en este caso recuperable.
    Existen pues varios sistemas estudiados, unos pensando en un Shuttle avanzado, desarrollando algunos de sus aspectos, otros pensando en un sistema mixto avión-cohete y finalmente el de un perfeccionado y futurista cohete de una sola fase.
    Este último se llamó One Stage to Orbit, una etapa en órbita, y toda la astronave es una sola fase, íntegra y compacta, tal como evocaban los primeros libros de ciencia-ficción. Una lanzadera de una etapa se calculó que habría de pesar unas 1.633 Tm. Su longitud típica de sus primeras concepciones, sobre el papel, era de 57,6 m, con una envergadura de 45,4 m y alas en delta; el peso en seco habría de ser de 171 Tm. Sin embargo, la carga útil resultante es menor que las 30 Tm de un Shuttle. Además, para el lanzamiento se planteaban varios problemas.
    Pero, en cualquier caso, hay un elemento común a todos ellos: el carácter reutilizable como condición de abaratamiento del sistema.

RESUMEN DE PROYECTOS ANTECEDENTES

    Los proyectos sobre el sistema Shuttle evolucionado han sido referidos en la parte dedicada al programa Shuttle, en tanto que sobre el sistema mixto avión-cohete se hace referencia en el apartado sobre los “Vuelos tripulados futuros” ya que, al contrario del sistema de “una sola etapa en órbita”, se trata de un sistema del que no ha sido iniciado su desarrollo. Por cierto, que uno de los modelos estudiados de Shuttle era de una sola etapa, el llamado Shuttle SERV.

Proyectos de cohete de una sola etapa.
    Los proyectos de una astronave constituida en una sola fase existentes antes del comienzo de los ensayos reales del sistema fueron los siguientes:
    Uno de los primeros estudios data de 1963 y fue llamado OOST, una etapa en órbita, que habría tenido una altura de 85,4 m, un diámetro de 21,3 m, un peso de 7.892, de ellas 7.551 Tm de LOX y LH que habría quemado en 4 motores durante unos 4 min creando un empuje inicial sería de 12.562 Tm. Su capacidad habría sido para situar 454 Tm en órbita de 325 Km de altura. Una variante menor de este modelo, de la misma época, denominada ISI habría sido de una altura de casi 58 m, mismo diámetro, un peso de 5.125 Tm, de ellas 4.833 Tm de LOX y LH que habrían sido quemadas durante 4 min 8 seg en 15 motores proporcionando un empuje inicial de casi 6.985 Tm.
    Al mismo tiempo se proyectó el modelo ROOST, una etapa en órbita pero de carácter reutilizable con su correspondiente versión ISI. El modelo inicial habría tenido una altura de 106,7 m, un diámetro de 21,3 m, un peso de 10,898 Tm, de las que 10.290 Tm serían de LOX y LH que habrían sido consumidas en 4 motores durante 4 min 6 seg creando un empuje inicial de 14.196 Tm. La capacidad de satelización sería la misma que el OOST. La versión ISI habría sido de 67,1 m de altura, mismo diámetro, 6.218 Tm de peso, de las que 5.783 Tm serían de LOX y LH que habría quemado en 18 motores durante 4 min 9 seg creando un empuje al partir de 8.331 Tm.
    Hacia 1966 se estudió el Pegasus, en sistema de lanzamiento vertical de una sola etapa que habría tenido una altura de casi 35 m, 10 de diámetro, un peso de unas 2.000 Tm y un empuje inicial de 2.440 Tm. Habría constado de una fase con un motor, pero con 4 tanques de LOX y LH adosados. El cuerpo central habría sido de la altura y diámetro apuntados, con un peso de 1.352,8 Tm, de las que 1.230 Tm aproximadamente serían del citado propulsante que habría quemado durante casi 4 min. Cada tanque habría tenido casi 19 m de altura, 4,6 m de diámetro, un peso de 162 Tm, de ellas 130 Tm del repetido propulsante; se habrían consumido en los primeros 24 seg de vuelo.
    Igualmente en 1966, el sistema Rombus se diseñó con la misma estructura del Pegasus, pero con mayor capacidad. El cohete resultante habría tenido 29 m de altura, 16 m de diámetro, 24,4 m de envergadura, un peso total de 8.639,5 Tm. El cuerpo principal habría pesado 5.102 Tm, de las que 4.875 Tm habrían sido de LOX y LH que habrían sido quemados durante 3 min 35 seg. Cada uno de los 4 tanques adosados que habría llevado, de 7,6 m de diámetro, habría pesado 884 Tm, de las que 771 Tm serían del citado propulsante que se consumiría en el motor del cuerpo central en los primeros 34 seg de vuelo.
    En 1967 se estudió el proyecto SASSTO, Aplicación Saturno de una Sola Etapa en Órbita. Habría tenido casi 19 m de altura, 6,7 m de diámetro, 98 Tm de peso y un empuje inicial de 125,6 Tm. Habría llevado 94 Tm de LOX y LH que habría quemado durante 4 min 28 seg en un motor, con impulso específico de 359 seg.
    En 1969 la Boeing diseñó un sistema que no es exactamente de una sola fase, pero se asimiló al criterio de estos modelos de astronave. Fue el MLLV, que habría ido ayudado de 12 boosters. El cohete habría tenido 78,6 m de altura, 21,9 m de diámetro, un peso total de 25.132,7 Tm, y un empuje al partir de 31.980,8 Tm. La etapa principal sería de la altura y diámetro indicados, con un peso de 5.352,4 Tm, de ellas 5.035 Tm de LOX y LH que habrían sido quemados en 12 motores durante 5 min 10 seg. Cada booster sería un AJ-260X de 30,5 m de altura, 6,6 m de diámetro, 1.648,3 Tm de peso, de ellas 156 Tm de peso sin el propulsante sólido, y con un tiempo de funcionamiento de 1 min 56 seg.
    Otro estudio de una sola etapa en órbita se hizo en 1976 en Alemania bajo la denominación de proyecto Beta. Se trata de una propuesta de cohete de 40 m de altura, 7,7 m de diámetro y 10 m de envergadura, que pesaría 450 Tm, de ellas 410 de LOX y LH que serían quemadas en 13 motores MBB durante 5 min 18 seg proporcionando un empuje de 520 Tm.
    En los Estados Unidos, en 1978 se estudió el VTOVL, sistema de despegue y aterrizaje verticales, y es un verdadero antecedente del proyecto desarrollado en los 90. La concepción era de un cohete de 26,5 m de altura y 29,7 m de envergadura, con un peso total de 4.094 Tm y un empuje al partir de 5.490,8 Tm. Debía utilizar LOX y LH, 3.674 Tm aproximadamente, que debía quemar en 17 motores durante 8 min.
    A principios de los años 80 también se consideró el modelo llamado Star Raker, de la Rockwell. Hubiera tenido 95 m de altura, 107 m de envergadura, 2.270 Tm de peso, y su capacidad de transporte de carga útil habría sido de algo más de 40 Tm hasta una órbita de unos 450 Km de altitud. Para despegar utilizaría 10 motores turboventiladores y volaría horizontalmente hasta una posición ideal de inicio vertical de trayectoria final al espacio, sobre unos 14 Km de altura, ya con motores-cohete, cesando el funcionamiento de los turboventiladores a los 33 Km de altitud. Dotado de losetas térmicas para la reentrada, el retorno debería haberlo realizado con ayuda de retropropulsores y descendiendo sobre aguas cerca del KSC.
    Finalmente, el proyecto definitivo que vio al menos la fase de ensayos previos, antecedente del prototipo que debía estudiar el sistema final de una fase en órbita, fue el DC-I, o Delta Clipper I de la Douglas. Este modelo debió tener 38,7 m de altura, 9,2 m de diámetro máximo, 470 Tm de peso y un empuje al partir de 543,53 Tm. El peso en seco sería de 36 Tm y los propulsantes utilizados, 434 Tm de LOX y LH para quemar en un solo motor durante 5,5 min. El coste estimado del cohete sería de unos 350 millones de dólares.

            -
EL PROYECTO DELTA CLIPPER

    El proyecto final, que da lugar y utiliza al DC-X, o Delta Clipper-X, para pruebas y ensayos de diseño, está basado en la propuesta SSTO, una etapa en órbita, discutida durante 30 años. Se enmarca ello, aunque con origen militar del Pentágono, dentro del llamado programa para el desarrollo del lanzador reutilizable, RLV, como primer prototipo real del SSTO o vehículo de una etapa en órbita, destinado a sustituir al Shuttle, y dándole además un impulso comercial con la cofinanciación del mismo por parte de diversas empresas americanas. La sustitución del sistema Shuttle se basa en la antigüedad del sistema, concebido y desarrollado ya hacía aproximadamente 25 años.
    Intervienen principalmente en el proyecto la NASA, el Pentágono, y la empresa McDonnell Douglas, con la que la anterior firma en AGOSTO de 1991 contrato al efecto por un importe de 58,6 millones de dólares para el desarrollo del prototipo. El Pentágono había echado a andar el proyecto en 1989 dentro del desarrollo de la Organización para la Iniciativa de Defensa Estratégica (conocido por “la guerra de las galaxias”), más tarde renombrada BMDO. Pero por debajo de la McDonnell aparecen un grupo de empresas subcontratadas, como: la Pratt&Whitney’s, de West Palm Beach; Aerojet’s Propulsión, de Sacramento; la alemana Deutsche Aerospace; Honeywell Space Systems, de Florida; Harris Corp, de Rockledge, Florida; etc.
    En la planificación inicial, tras este modelo a escala, en principio 1/3, se debían construir otro, el SX-2, a escala 2/3 del prototipo final o DC-Y, que sería la verdadera nave espacial.
    El modelo a escala DC-X (33) tenía las siguientes características: 12,1 m de altura, 4,066 m de anchura en la base, peso 18,8 Tm, unas 9 Tm de LOX e HL, tiempo de funcionamiento 2 min 7 seg y un empuje de 22,7 Tm; el impulso específico a nivel de mar era de 316 seg. El tanque de LH estaba en la parte inferior y era el mayor. Llevaba 4 motores RL-10A5, de 80 cm de diámetro y 143 Kg de peso cada uno. Su aspecto vertical es cónico, como una punta de bolígrafo, con la base cuadrada, y su carcasa está construida en fibra de grafito y resina epoxi para aligerarlo, según desarrollo de Burt Rutan. Su costo se cifró en torno a los 59 millones de dólares.
    Sobre este plan, el prototipo final DC-Y debía tener una altura de 20 m, 5 de diámetro, 84 Tm de peso, un empuje inicial de 90,82 Tm, de las que 78 Tm serían de LOX y LH que se debían quemar en 16 motores RL-105A5 funcionando 4 min 31 seg; el impulso específico sería, como en el modelo anterior a escala de 316 seg.
    La nave final debería haber sido tripulada por 3 personas y solo hubiera necesitado otras 15 para el mantenimiento del vuelo en el centro de control.

            -
ENSAYOS PRELIMINARES. HISTORIA Y EVOLUCIÓN DEL PROYECTO.

    Los ensayos primeros para ver la viabilidad real del sistema de despegue y aterrizaje vertical se realizan con el modelo a escala DC-X en el área de White Sands, en el desierto de Nuevo Méjico.

1993
    Es probado en Nuevo México el 18 de AGOSTO por vez primera el modelo experimental Delta Clipper denominado DC-X, que debía previsiblemente ascender en unos 45 metros y desplazarse 105 m horizontalmente para luego descender y posarse, desplegando previamente en la bajada 4 patas. El vuelo dura 1 min.
       El segundo y tercer ensayo tienen lugar el 11 y 30 de SEPTIEMBRE y el prototipo se elevó a 90 m de altura y recorrió también antes de aterrizar 105 metros.

1994
    Por entonces la NASA planifica hacerse cargo del proyecto, hasta entonces en manos del Pentágono. Este último debía ahora aportar otros 40 millones más para seguir con el proyecto, pero otros fines requerían el dinero. Así que la NASA y los militares se ponen de acuerdo para seguir con las pruebas. El patrocinio militar finalizaría definitivamente en 1995.
    El 20 de JUNIO se realiza la cuarta prueba del prototipo del DC-X con éxito. El ingenio subió hasta una altura de 500 m y luego trazó una curva hasta los 860 m, con un desplazamiento horizontal de 350 m, para subir luego en otro sentido hasta 900 m de altitud; la inclinación del ángulo de ataque fue entre 0º y 70º. Finalmente, a los 2 min 16 seg de vuelo, aterrizó con éxito.
    El 27 de JUNIO el DC-X resultó dañado en una explosión ajena a sus motores.
    Al término del año, el total acumulado de pruebas del DC-X era de 5, siendo un éxito todas menos una de ellas que hubo de realizar un aterrizaje forzoso.

    En este año la NASA escoge 4 empresas para el desarrollo de dos nuevos tipos de lanzador basados en el DC-X. Uno de ellos es el modelo X-33 cara a sustituir al Shuttle. El otro tipo es el X-34, parecido al anterior pero totalmente automático y reutilizable para sustituir a lanzadores de satélites de poco peso y con lanzamiento desde un avión.
    Para el estudio y desarrollo del DC-X-33 participan con la NASA las empresas McDonnell Douglas colaborando con la Boeing, la Lockheed y la Rockwell International en colaboración con la Grumman, las cuales cobran cada una 8 millones de dólares para unos preliminares de 15 meses de duración prevista en los trabajos; el costo total de tal etapa inicial se cifras en 24 millones de dólares solo en el caso del X-33. El proyecto fija un presupuesto de 660 millones de dólares para una segunda fase más el costo añadido por las empresas que participaran.
    En realidad, para sustituir al Shuttle, el X-33 que se tiene en estudio tiene 3 posibles formas, una directa basada en el DC-X de despegue vertical y otros dos, dotados de alas, pero también de despegue vertical. Al X-33 se fijó dotarlo de un motor Linear Aerospike de hidrógeno líquido, cuya ventaja es que se adaptaría a las variaciones de la presión atmosférica.
    Los proyectos estudiados por la Rockwell-Boeing se enfocan hacia una astronave de despegue vertical y aterrizaje sobre pista, el de la McDonnell Douglas-Grumman es una astronave de despegue y aterrizaje vertical, y el de la Lockheed Martin es de despegue vertical y aterrizaje horizontal pero sin alas. Dada la envergadura del proyecto, la consecuencia inmediata a nivel empresarial sería la constitución de una alianza entre la Lockheed y la Rockwell, y otra entre la Boeing y la McDonnell.

    Para el modelo X-34 se proyectan invertir unos 70 millones de dólares con la intención de que sirva como prototipo para el desarrollo de otros modelos de carácter primordialmente reutilizable. En su primera fase aporta solo su colaboración la empresa Orbital Sciences Corp, de Dulles, con la colaboración de la Rockwell International, y su puesta a punto se prevé entonces para 1998.

1995
    El 16 de MAYO, el prototipo DC-X fue vuelto a probar (es la sexta vez) en la WSMR (White Sands), y alcanza 1.325 m de altura para volver a posar en el suelo a continuación, funcionando durante 124 seg. En elevarse tarda 47 seg, subiendo con un ángulo de inclinación de 15º por lo que se desplazó sobre la vertical de despegue en 340 m para a continuación moverse horizontalmente como un helicóptero y descender luego hasta posarse con suavidad sobre sus 4 patas, por lo que la prueba es un éxito.
    El 12 de JUNIO se realiza la primera de otras 4 pruebas previstas en el resto del año, financiadas por la NASA y la USAF con 3,3 millones de dólares. El ensayo, séptimo en general, se realiza en White Sands y logra alcanzar 1,9 Km de altura, que es su propio récord, en un vuelo de 2 min 12 seg de duración. Se prueba por vez primera un sistema de maniobra de 4 motores y todo el ensayo resulta ser un éxito.
    El 7 de JULIO siguiente tiene lugar un nuevo ensayo, el octavo, también con resultado positivo, del prototipo SSTO. En la prueba el prototipo ascendió a 2.440 m y se simuló un aterrizaje tras la reentrada atmosférica del ingenio, con ensayo de la reorientación, realizándose un descenso un poco más fuerte de lo esperado por fallo del sistema de radar, que causa ligeros daños en la cubierta externa. Por tal motivo no se lleva a cabo otra prueba prevista para el mismo día, la novena del programa. Entonces la previsión marca reanudar las pruebas en abril del año siguiente.
    Los planes apuntan por entonces a que el desarrollo del Delta Clipper daría lugar a la construcción de la astronave definitiva previsiblemente para ser operativa no antes del 2005 ni después del 2010.

1996
    Para este año, se tiene fijado continuar las evaluaciones con el DC-X en el modelo ahora llamado A, como prototipo de un futuro X-33 para la sustitución del Shuttle entonces en servicio. El 15 de marzo, la empresa McDonnell Douglas concluía las modificaciones del modelo y presentaba oficialmente y paladinamente el modelo, y lo entregaba a la NASA que, a partir de mayo siguiente, continuaría las pruebas. Entre las modificaciones figura el importante aligeramiento de los tanques de LOX utilizando una aleación de aluminio y litio, de tecnología rusa. Los de LH eran principalmente de epoxi. Su mantenimiento, según se dijo, solo requeriría 15 personas.
    Por su parte, en cuanto al X-34, las empresas implicadas en el proyecto tienen problemas para la consecución de las metas al costo económico propuesto. De tal modo, el proyecto X-34, que la NASA adjudicó a las compañías Rockwell International y OSC, se paraliza. La primera abandona el proyecto y la segunda se inclina por rediseñar el mismo, dado que los costos eran superiores a lo calculado inicialmente.
    El 18 de mayo se realiza en White Sands una nueva prueba del prototipo del DC-XA, la primera de 5 propuestas del modelo mejorado. Fue dirigido a distancia por el ex-astronauta Charles Conrad, haciéndolo ascender 244 m, desplazándose luego horizontalmente 107 m, y logrando aterrizarlo al cabo de 1 min de vuelo. El ingenio se incendia al posarse en la parte baja exterior y daña algunos de sus equipos.
    El día 7 de junio siguiente se efectúa en el mismo lugar la segunda prueba del modelo mejorado y en la misma, que dura 1 min, el cohete asciende a unos 600 m, se desplaza horizontalmente unos 150, para luego aterrizar.
    El día siguiente se realizó otro ensayo en la que el DC-XA voló durante 2 min 22 seg y ascendió a la altura, récord para el mismo, de 3,1 Km. Es la tercera prueba del DC-XA.
    El 10 de junio la NASA acuerda con la compañía OSC la construcción de un modelo X-34 de prueba, aportando 60 millones de dólares, para pruebas a realizar a partir de octubre de 1998. La altura que se pensaba alcanzar con el nuevo prototipo es de unos 75 Km de altura y volar a 8 Mach. Con el modelo reutilizable X-34 definitivo el costo por vuelo de lanzamiento de satélites bajaría notablemente.
    El 14 de junio es probada con éxito la estructura primaria del X-33 en el LaRC de la NASA. Construida en un compuesto de grafito, la estructura fue sometida a fuerzas hasta la rotura para comprobar su nivel de resistencia.
    El 2 de julio, en el JPL californiano, el entonces vicepresidente USA, Al Gore, anuncia que la NASA se inclina por el proyecto Venture Star (el aventurero estelar) de la empresa Lockheed-Martin para la adjudicación de un contrato de 941 millones de dólares para el desarrollo del prototipo del definitivo X-33 y de cuyo futuro dependería el verdadero desarrollo del Venture Star; quedaban pues fuera los proyectos de la Rockwell y la McDonnell. A los citados 941 millones hay que añadir otros 230 que pone la propia empresa adjudicataria. El plan de entonces quiere que se llegue a la disposición para marzo de 1999 de la astronave en la base Edwards, en California, donde se realizarían en lo sucesivos las pruebas de lanzamiento. La velocidad alcanzada debería ser de Mach 15. El aterrizaje se realizaría unos 27 min más tarde en pistas de Montana (Base USAF Malmstrom, cerca de Creat Falls) o en Utah o Baker; luego, volvería a Edwards a lomos de un Boeing. El aterrizaje del modelo elegido sería, sin embargo, horizontal; al contrario que las pruebas del DC-XA, al que, con esta selección, se dejaba a un lado.
    En el nuevo modelo planificado, pensado llamar como se dice Venture Star, tiene fijadas en los planos una forma de punta de flecha, con pequeños alerones en la base, y su elección se basa en las innovaciones tecnológicas introducidas, como el uso de materiales muy ligeros que antes no eran posibles. Sus medidas generales son 38 m de altura, y 991.552 Kg de peso; su capacidad para llevar una carga útil a una órbita es de 15 Tm (como promedio, en dependencia de la altura orbital) en una almacén de carga de 4,5 m de ancho por 13,7 de longitud, 4,5 m menos de largo que el del Shuttle y la mitad menos en peso, aunque a un coste inferior en una décima parte. Los propulsantes a utilizar son el LOX y el LH y los motores, 7 en línea, no utilizan toberas cónicas tradicionales; el sistema, llamado Aerospike, fue investigado por la Rocketdyne bajo un costo de 500 millones de dólares y acumuló pruebas de funcionamiento de 4.000 segundos. Las primeras pruebas del prototipo de motor, llamado LASRE, consistieron en ensayos estáticos y 7 vuelos en avión SR-71 y finalizaron a finales de 1998.
    El recubrimiento térmico de la nave es metálico. La misma, aunque podría ser pilotada, también funcionaría en régimen automático, con control total con sistemas informáticos. Los estudios iniciales no presentan una opción definitiva en este sentido e incluso se menciona la posibilidad de que no lleve ni cabina de pilotaje, muy a pesar de que la opinión contraria de los astronautas, entonces no muy favorables a tal opción. Los astronautas piensan que un ordenador no podía suplantar las opciones humanas ante un problema. En cualquier caso, el primer modelo de la nueva nave, destinada a pruebas, no iba a ser tripulado. Previsiblemente, la astronave ha de llegar a ser operativa en el 2.005 y su mantenimiento sería tan sencillo que debería estar lista para volver a volar en pocos días.
    De tal nave se construiría primero un prototipo, llamado X-33 ATD, de 21 m de altura y aproximadamente otros tantos de ancho, con un peso de 37,5 m, sin capacidad para subir más allá de los 76 Km de altura, a 15 Mach, y que entonces se piensa comenzar a probar el 15 de marzo de 1999, realizando en tal año un total de 15 ensayos. El plazo de construcción se fija pues en 3 años y el mismo debía pesar 28,5 Tm en seco y llevar 123 Tm de propulsante. Si todo iba bien en las pruebas, para finales de 1999 se debía tomar la decisión definitiva para la construcción de la astronave verdadera.
    El proyecto de nave definitiva ascendería a una cifra oscilante entre 5.000 y 8.000 millones de dólares. Los vuelos previstos de tal vehículo se fijan en unos 30 anuales una vez operativo. Pero puesto que estas astronaves iban a ser propiedad de la industria privada, no solo la NASA, que las impulsó, realizaría vuelos con las mismas sino también la citada industria. La NASA pasaría a ser pues un usuario, como también lo podrían ser el DOD y las empresas privadas de satélites. Esta novedad de la privatización es otro elemento que se une a los aspectos del proyecto.
    El 31 de julio se intenta un nuevo ensayo, el cuarto, en White Sands del Delta Clipper, renombrado Clipper Graham; el nombre es debido al general Daniel O. Graham. El ingenio despega a las 21 h 15 m, hora española, y ha de volar durante 140 seg dirigido por control remoto, llegando a alcanzar 1,25 Km de altura. Al aterrizar, una de las 4 patas no se extendió y al posarse, el cohete, con los motores ya apagados, se inclinó hacia un lado. La consecuente caída hizo que el tanque del oxígeno reventara y produjera un incendio que no se logró extinguir, produciendo a su vez la explosión del tanque de LH. El prototipo es consecuentemente destruido.
    Por de pronto, los 4 siguientes vuelos previstos de prueba fueron necesariamente suspendidos y se creó un grupo de estudio del accidente. El origen del fallo es a primera vista el sistema hidráulico de la pata que no se despliega. Las investigaciones posteriores aclararán que un tubo de tal sistema hidráulico de helio no estaba conectado con lo que no había presión para desplegar la pata.
    El 28 de AGOSTO tiene lugar la firma del contrato del MSFC de la NASA con la OSC para el desarrollo y prueba de las tecnologías del X-34, a caballo entre el Clipper Graham y el X-33, para dotar a la astronáutica americana de un futuro lanzador de satélites bajo la misma filosofía del citado X-33, pero tomando como base de lanzamiento un avión del tipo Boeing 747 en vuelo; respecto al X-33, el X-34 es de menor tamaño y más ligero. Las futuras pruebas deberían mostrar en 25 vuelos en el período de un año la integración en el vehículo de nuevas tecnologías, la capacidad autónoma del mismo en vuelos subsónicos y supersónicos a Mach 8 y, en general, la prueba de todos sus sistemas.
    El 7 de OCTUBRE se emitía informe de impacto medioambiental sobre el proyecto X-33.
    El 13 de NOVIEMBRE, representantes de la NASA y la empresa Lockheed se reúnen en Washington para discutir algunos detalles de diseño del proyecto X-33; por la empresa citada acude el antiguo astronauta T. Mattingly.
    El 18 de DICIEMBRE finaliza la segunda revisión general del diseño del X-33, siendo la primera anterior sobre la revisión de su configuración general; estas revisiones son denominadas PDR. Los técnicos dieron el visto bueno a la viabilidad del diseño. Entonces, en los siguientes 8 meses se debía revisar el diseño definitivo para luego pasar la construcción ya de X-33; además, en octubre siguiente se debía comenzar a construir en la base Edwards los edificios para la asistencia técnica al prototipo y su despegue. El lugar concreto sería en Haystack Butte, en la parte oriental de la repetida base Edwards.

1997
    El 21 de ENERO el centro Langley comunica la prueba en túnel de viento del modelo X-33 a escala 7,75 % en una primera fase. La prueba se completa el 20 de febrero siguiente. La misma se desarrolló en el centro Arnold de la USAF en Tullahoma, Tennessee.
    En MARZO es probado un modelo del X-33 de acero inoxidable y aluminio en el túnel de presión y baja turbulencia del Langley.
    El 6 de MARZO la NASA anuncia el inicio de las primeras obras de acondicionamiento e instalaciones precisas para el X-33 en la base californiana de Edwards por parte de la empresa Sverdrup Corporation; las mismas debían concluir el 9 de septiembre de 1998.
    En ABRIL siguen las pruebas aerodinámicas en túnel de viento en el MSFC y también se prueba componentes del motor previsto dotar al X-33 en el mismo centro Marshall, en Hunstville.
    En el mes de MAYO, mientras siguen algunas pruebas aerodinámicas en túnel de viento, se discute la reducción de peso del modelo X-33.
    A mediados de mayo se dio el adelante en el desarrollo del X-34, pensando ponerlo a punto en 1998 para volar en unas 25 misiones de pruebas tecnológicas en una curva suborbital de unos 75 Km de altura con velocidad de 8 Mach, como se indicó anteriormente. La versión definitiva y posterior debería luego satelizar ingenios. El motor del X-34 será el llamado Fastrac que consumiría LOX y keroseno y su empuje sería nominalmente en principio de 27,42 Tm en el vacío. Desarrollado para el proyecto, este motor, que utiliza un nuevo sistema de refrigeración, es de más larga vida y menor coste, de solo 1.000.000 $, de los modelos tradicionales, resultando solo un 25% del coste de éstos. El modelo X-34 se concibe entonces de una longitud de 17,78 m y una envergadura de 8,45 m.
    La revisión del diseño definitivo, prevista finalizar en agosto se retrasa hasta octubre por falta de resolución en algunos puntos. Son problemas aerodinámicos, de falta de estabilidad por falta de masa, y la consideración contrapuesta de eliminar en los sistemas hasta un total de material de 2 Tm. El peso teórico de 28,5 Tm se sobrepasa entonces en 7,5 Tm y además se calcula que en las condiciones reales el ingenio no sería capaz de cubrir el espacio entre el lugar de partida, Edwards, y el de aterrizaje, base de Montana. Tampoco alcanzaría los 15 Mach por el sobrepeso. Entre las soluciones se considera cambiar el propulsante por otro más denso. Otros lugares contemplados para el aterrizaje se apuntan en Silurian Lake, en Baker, California, y el campo aéreo del Ejército Michael, en Dugway Proving Ground, Utah.
    En JUNIO y JULIO siguen las pruebas en túnel de viento en Langley, a la vez que se trabaja en la cuestión del sistema propulsor y otros factores.
    El 28 de AGOSTO es probada la estructura interna cilíndrica entre tanques destinada al X-33, siendo sometida a fuerzas hasta la rotura para la comprobación de su resistencia límite; la presión se consiguió con 21 gatos hidráulicos.
    El 24 de SEPTIEMBRE se inicia la CDR, revisión crítica del diseño del motor Aerospike del X-33, o motor XRS-2200, en Chattsworth, California.
    El 26 de SEPTIEMBRE se dio a conocer el estudio del impacto medioambiental en el vuelo del X-33 sobre los citados lugares de aterrizaje y el de despegue.
    El 31 de OCTUBRE se completó la revisión crítica del diseño en Edwards. En la misma jornada, además, tiene lugar la primera prueba en vuelo del avión SR-71 para ensayo del motor Aerospike destinado al X-33. La prueba se realiza sobre Edwards y dura 1 h 50 min y en la misma se alcanzaron los Mach 1,2 de velocidad.
    La previsión señala entonces el inicio de los 15 vuelos de prueba del prototipo para julio del año 1999.
    El 14 de NOVIEMBRE de 1997 se inician oficialmente las obras en la base Edwards para montaje e instalaciones del X-33 bajo un presupuesto de 30 millones de dólares y un plazo de ejecución de 1 año; el número de trabajadores es entonces de unos 100. Se incluyen naves o edificios para el montaje, rampa de disparo, centro de control, etc.

1998
    Se decide la construcción de un segundo modelo X-34, bajo ampliación de contrato con la empresa adjudicataria OSC, para aumentar el número de ensayos a realizar y simultanear algunos con distintas técnicas. En el proyecto X-34 preliminar participan los centros de la NASA MSFC. LeRC, LaRC, ARC, Centro Dryden de Edwards en Holloman, área de White Sands, para los diversos estudios aerodinámicos, protección térmica y operaciones de prueba; el centro Lewis, o LeRC, se ocupa del sistema de propulsión, materiales y estructuras, turbinas, propulsantes, etc. En cuanto a empresas privadas OSC principalmente, pero también la AlliedSignal Co. de Tempe para el sistema de tubos hidráulicos, la Oceaneering Incorporated, de Houston, para la protección térmica, y los Draper Laboratories, de Cambridge, para aviónica y programas informáticos.
    El 1 de ENERO una avería hace inundar la nave de construcción del X-33 de agua dispuesta para incendios, pero la humedad no causa daños graves.
    El 21 de ENERO es acabada la construcción de la rampa de disparo del X-33.
    A principios de FEBRERO se envía desde New Orleans, donde se construyó, a Palmdale el tanque de LOX con la forma necesaria para el X-33. Es la primera pieza realizada del mismo y supone, lleno, el 65 % de peso total del prototipo. El ensamblaje del mismo comienza entonces con un plazo de 18 meses, tras los cuales comenzarían las pruebas de vuelo atmosférico, en julio de 1999.
    El 11 de FEBRERO es entregado en Palmdale el primer gran componente del X-33, un tanque para LOX, que es llevado por un Airbus A300-600ST.
    El 12 de FEBRERO se realiza una prueba de presurización y circulación de propulsante líquido criogénico.
    El 4 de MARZO se completa en un vuelo SR-71 la prueba del sistema propulsor Aerospike Linear sobre el centro Dryden; el vuelo dura 1 h 57 min y en el mismo se alcanza una velocidad de 1,58 Mach.
    El 18 de MAYO se prueban en vuelo la estabilidad de los materiales de protección térmica pensados para el X-33 sobre un reactor F-15B.
    El 30 de JUNIO se completan en el centro Dryden de Investigación en la base Edwards 6 pruebas en vuelo del TPS, sistema de protección térmica para poner en el X-33, a base de paneles metálicos de Inconel. Los ensayos, realizados sobre el F-15 adaptado a más de 1,4 Mach de velocidad, dan resultados aceptables.
    Hacia el mismo tiempo, la Lockheed Martin se decide a construir el edificio de montaje del X-33 en la base de lanzamiento del mismo y en el que se esperaba que fueran a trabajar unas 2.000 personas. Sin embargo, la citada base aun no se había ubicado y solo en 1999 sería fijada.
    En JULIO como resulta de las dificultades en la fabricación del tanque de LH, la fecha de entrega prevista, del 31 de julio, se dice que iba a ser retrasada a mediados de octubre siguiente.
    Hasta el 1 de octubre, la NASA apuntó el plazo de propuestas para otro modelo X más, el llamado Future-X. A este proyecto se le asignó un presupuesto de 90 millones de dólares para el período 1998-2002.
    En la fecha del mismo 1 de OCTUBRE es probado durante 3 segundos en el centro Stennis parte del sistema de propulsión del X-33; se comprobaron las turbobombas de propulsante entre otras cosas.
    A finales de 1998 se había advertido que el X-33 llevaba un retraso de 5 meses. Problemas con los motores Aerospike, que no se iban a entregar hasta abril del siguiente año, fijaban como nueva fecha para la primera prueba el primero de diciembre de 1999.
    Por entonces la NASA determina la realización de 25 pruebas del X-34, con un costo de 10 millones de dólares, a llevar a cabo sobre White Sands en un año.
    El 18 de diciembre comienzan en el KSC de Florida a construirse las instalaciones, tal como un hangar, para usar en el proyecto RLV, cerca de la pista de aterrizaje Shuttle. El presupuesto de tales obras es de 8.000.000 $.

1999
    A principios de año se pone de relieve que el primer disparo de un X-33 iba a tener al menos 7 meses de retraso. A la Lockheed Martin le habían surgido problemas con uno de los dos tanques de hidrógeno, cuya pared interna se separaba, con lo que tenían que remodelar. Otras partes del modelo también registraban problemas y significaba también un retraso en el desarrollo. Además, el peso de la nave era de 37,5 Tm cuando teóricamente no debía superar las 32 Tm. El tanque de hidrógeno es construido por la empresa Alliant Techsystems e iba integrado como parte del fuselaje.
    La comprobación del escudo térmico del X-33 en túneles de viento de alta velocidad y en reactores F-15 son satisfactorias; la temperatura probada asciende a casi los 1.000ºC. El mismo es construido por la BFGoodrich Aerospace-Aerostructures Group.
    A finales de FEBRERO una carcasa o fuselaje del X-34 había sido llevaba al Centro de Investigaciones Dryden de Edwards para su comprobación en pruebas de vibraciones y aerodinámica en unión a un avión L-1011 en 7 vuelos. La fase siguiente sería efectuar 27 vuelos desde White Sands.
    En la primera quincena de MARZO se confirma que el primer vuelo del X-33 se iba a retrasar al menos hasta julio del 2000.
    En ABRIL se hace la presentación del primer X-34. En tal momento, la contratista OSC prepara para los siguientes meses las pruebas del citado modelo bajo un avión L-1011 para el estudio del comportamiento aerodinámico del mismo. La citada empresa se plantea además desarrollar un modelo parecido para sus propios lanzamientos, que hasta entonces venía realizando con el Pegasus, para llevar cargas de hasta 3,5 Tm.
    En el mismo mes de ABRIL se entregaba el primer tanque de LH del X-33 para pruebas en el centro Marshall de la NASA, desde donde debía continuar viaje a Palmdale donde iba a ser montado con el resto de la astronave.
    A mediados de MAYO finalizaban con éxito las pruebas de resistencia del tanque de aluminio de LOX del X-33 en el centro Marshall de la NASA, y se comprobaba con rayos equis su respuesta a la simulación de las condiciones de vuelo.
    El 29 de JUNIO se realizaba la prueba primera del X-34 sobre un avión L-1011 modificado para tal transporte, en vuelo adosado a la panza del avión para la comprobación de la estabilidad aerodinámica del conjunto. Tal ensayo se efectuó sobre la base Edwards y duró 1 h 50 min.
    Paralelamente se probaba en ensayo estático el motor Fastrac, más tarde denominado MC-1, previsto para dotar al X-34, durante 2 min 35 seg. Por el mismo tiempo, la Boeing finalizaba el primer motor Aerospike previsto para el X-33, el XRS-2200, y lo enviaba al centro Stennis de la NASA para las pruebas estáticas.
    En JULIO, además la NASA contrataba a la Boeing para trabajar en el desarrollo del tercer vehículo de prueba reutilizable, el Future-X Pathfinder o X-37, bajo un presupuesto inicial de 173 millones de dólares. Se trata de otra lanzadera, de control automático, y estéticamente parecido al X-40 de la USAF, del que derivaba en una escala al 120 %. Este prototipo nuevo se quería utilizar para la prueba de nuevas tecnologías y su capacidad sería suficiente para permanecer en órbita hasta 3 semanas. El X-37 es una lanzadera de 8,5 m de longitud y de 4,6 m de anchura o envergadura de ala a ala; lleva un pequeño almacén de carga y su consumo eléctrico es de 100 varios. El mismo debía estar listo, según se proyecta entonces, para el 2001.
    En AGOSTO salía a la luz pública un informe en el que el coste del proyecto del X-33 por lo pronto ya iba a costar 317.600.000 $ más de lo previsto anteriormente y su desarrollo iba a ser más lento de lo esperado debido a la aplicación de los nuevos materiales y técnicas. La previsión fijaba entonces la prueba del ingenio para julio del 2000.
    Por entonces, por su parte, el X-34 recibía la aprobación de los planes de vuelo. De este ingenio se desarrollan 3 modelos, de los que el segundo, o A-2, se esperaba que volara hasta Mach 4,5 e hiciera pruebas de aterrizaje. El tercer prototipo, o A-3, debía lograr velocidades de Mach 8.
    En SEPTIEMBRE se preparaban las pruebas estáticas del motor de la Boeing, previsto para dotar al X-33, el XRS-2200 Linear Aerospike, en el centro Stennis de la NASA. Los ensayos debían ser 41 de 4 motores, 2 de ellos previsto ya para usar en el ingenio a desarrollar. Tales encendidos, salvo los primeros, que son de 5 seg, serían de 4 min 10 seg de duración con regulación en distintos empujes.
    Hasta el 14 de septiembre se realizan también los vuelos del X-34 a lomos de un L-1011. En el de tal fecha, el vuelo fue de 8 horas y el modelo llevado es el A-1. Los 16 siguientes vuelos cautivos del X-34 serían con el modelo A-1A en enero siguiente.
    El 4 de NOVIEMBRE es descubierto un daño en el tanque de hidrógeno y 11 días más tarde se forma un equipo de investigación al respecto por parte de la NASA y la Lockheed.
    El diseño del X-33 es retocado en la estructura de su almacén de carga que pasa a ser externa y desmontable por culpa de que la capacidad de los tanques de propulsante que no resultaba suficiente. Precisamente en una prueba estática entonces de un tanque de hidrógeno del prototipo se produjeron daños en un fallo de resistencia estructural, apareciendo un resquebrajamiento que dejó la capa intermedia del tanque, de aislante, en contacto con el interior; se trataba de un problema de corrosión. Ello dio lugar al retraso de los vuelos experimentales hasta el año 2.001. La empresa Lockheed contempló entonces la posibilidad de sustituir el material de grafito-epoxi de los tanques por el convencional aluminio, que si bien resultaba más pesado era menos frágil. Además del retraso, este hecho produciría el recorte de la carga útil pensada para el vehículo.
    También se contempla la posibilidad de desarrollar un segundo prototipo X-33 (B) antes de pasar al Venture Star.
    El 18 de diciembre de 1999 era probado por parte de la Boeing Rocketdyne en la instalación A-1 del Centro Stennis de la NASA el motor Aerospike o XRS-2200 previsto para el X-33 por vez primera a plena potencia con resultados satisfactorios. El tiempo del ensayo es de 18 seg. Entonces se tenía previsto la construcción de 2 motores más de este tipo que debían ser probados e integrados ya en el verdadero X-33 para las pruebas en vuelo.

2000
    El 3 de febrero se probaba durante 2 min 5 seg el motor Aerospike XRS 2200 Linear de la Boeing Rocketdyne en el Centro Espacial Stennis en la más larga de las pruebas realizadas hasta entonces y con el cien por cien del empuje proyectado.
    La prueba en el espacio del vehículo experimental X-37 se fija para finales de 2002, pensando en llevarlo en el almacén de carga de un Orbiter Shuttle y haciendo luego el regreso por sus propios medios. De tal modo se probaría su estructura general, el sistema térmico de protección, el equipamiento electrónico y el de aterrizaje.
    El 10 de MARZO es ensayado otra vez en prueba estática el motor Aerospike XRS-2200.
    El 10 de ABRIL se realiza una prueba del motor del X-33 durante un tiempo récord.
    El 16 de MAYO es probado de nuevo el motor Aerospike con una duración récord.
    En el verano, la empresa Orbital Sciences probaba el primer X-34 en la base Edwards, haciéndolo rodar a distinta velocidad, entre 16 h 130 Km/h por 3 Km de rodadura, con un total de 12 ensayos en mes y medio.

    Del X-34 se hicieron 3 modelos. El modelo X-34A tiene 22 m de longitud, 3,1 m de diámetro, 10,4 m de envergadura, 34 Tm de peso y un empuje inicial de 27,43 Tm. Su costo se estima inicialmente en 3 millones de dólares. Consta de 2 fases. La primera con un motor RS-56OSA que tiene 29,5 Tm de peso, de las que 22,8 Tm son de Keroseno y LOX que se queman en 3 min; el impulso específico es de 220 seg. El motor RS-56OSA fue probado en 1991 y tiene 3,1 m de diámetro, 2,7 m de altura y pesa 460 Kg. La fase restante, de 4 m de longitud, 2 m de diámetro, 4,5 Tm de peso, de las que 4,2 Tm son de los mismos propulsantes, lleva un motor FastTrack que actúa durante 5 min 25 seg proporcionando un empuje de 4,5 Tm en el vacío.
     El 23 de AGOSTO aparece un informe sobre los fallos del tanque de hidrógeno en el X-33. Tal tanque de hidrógeno era de fibra de carbono de 8,8 m de largo.
    Al final del verano se llevaban acumulados 25 min de funcionamiento, equivalentes a unos 7 vuelos, repartidos en 14 encendidos, del motor Aerospike. En las pruebas se hicieron numerosas combinaciones de potencia y propulsantes. El paso siguiente eran 9 ensayos de encendido pero con 2 motores en vez de uno para vez su actuación en paralelo, su coordinación y control.
    Tras los problemas con los tanques ligeros de LH del año anterior, se optó por nuevos tanques de aluminio que, si bien resultaban más pesados, ofrecían mayor garantía. Para entonces, los componentes del X-33 estaban definidos y construidos en un 95 % y ensamblados en ¾ partes.
    Dentro de este año quedaba autorizado por el Congreso USA el desarrollo del programa Iniciativa de Lanzamiento Espacial SLI o proyecto del X-33 para 5 años bajo presupuesto de 4.500 millones de dólares.

2001
    A principios de MARZO, tras la toma de posesión de la Administración del nuevo Presidente George W. Bush, el proyecto X-33 es suspendido y también el X-34. Entonces se llevaban gastados 1.250 millones de dólares en investigación para el mismo.
    A partir de aquí la NASA desvió su atención hacia los modelos de astronaves de despegue y aterrizaje horizontal puesto que las empresas implicadas en los proyectos X-33 y X-34 no se aventuraron a seguir por su cuenta, si bien pidieron una moratoria. Entonces convocó el llamado programa de iniciativa de lanzamiento espacial bajo un presupuesto de 900 millones de dólares y al mismo acuden 8 empresas para realizar proyectos al respecto, siempre con el horizonte de bajar en lo posible el costo del acceso al espacio. Las empresas fueron la Boeing, la Orbital Sciences, la Lockheed Martín, la Northrup Grumman, la Universal Space Lines, la Futron Corp., la Andrews Space&Technology y la Kistler Aerospace.
    En la primavera de 2001, las empresas que trabajaban en los proyecto X-33 y X-34 ofrecieron la continuidad de los mismos a la USAF.
Luego, los proyectos X-33 y X-34 se reconvierten en cuanto a sus objetivos y se alejan del desarrollo de una astronave experimental. El nuevo enfoque busca el mero desarrollo de tecnologías para aplicar en otros vehículos, buscando eso si la economía del viaje sideral. El proyecto recibe una asignación hasta 2006 de 4.800 millones de dólares, derramando por lo pronto 767 millones en contratos con 22 compañías con el fin de que éstas consigan tecnologías de superior seguridad y una inversa reducción del coste, especialmente los de lanzamiento al 10 %, garantizando por supuesto la eliminación de todos los riesgos para la tripulación. Se proceden así a revisar completamente las partes y sistemas de una astronave: desde el fuselaje y motores, hasta los materiales y subsistemas. Configura todo ello el llamado programa para una segunda generación de vehículos reutilizables, o 2 Generation Reusable Launch Vehicle. Hacia el año 2010 se esperaba cerrar el mismo y dar salida a la astronave sucesora del sistema Shuttle. Entre las empresas concurrentes está la Pratt & Whitney, con una asignación de 115 millones de dólares, para el desarrollo de los motores denominados COBRA, RLX y AJAX. El primero se esperaba que fuera el sucesor del SSME Shuttle, al que debía doblar en potencia consumiendo los mismos propulsantes. El AJAX utilizaría keroseno.
    A pesar de la cancelación del proyecto, en el centro Stennis se siguió ensayando el motor Linear Aerospike XRS-2200, luego para el proyecto Space Launch Initiative. En el verano de 2001 se probó tal motor en 3 ocasiones, previstamente durante 5,5 seg para ver el sistema inyector, 25 seg a un 80 % de potencia y finalmente durante 1 min 40 seg. El 6 de agosto de 2001 se efectúa la tercera prueba estática del motor citado en el Centro Stennis y dura 1 min 30 seg apurando la potencia del motor al 85 %.
    El 7 de septiembre de 2001 la USAF informó que dejaba de financiar el desarrollo de los X-33 y X-34. A últimos de año, el prototipo X-33 estaba ya siendo desarmado para aprovechar parte de su instrumental para otros fines.

2010
    En el otoño de 2010, la NASA optó por pedir a la empresa OSC que revisara el estado de los prototipos X-34 almacenados en el Centro Dryden de Mojave y que habían sido utilizados para pruebas aerodinámicas en su día. El día 16 de tal mes, dos ejemplares de tal modelo fueron llevados al aeropuerto de Mojave para su estudio y ver si eran capaces de volar.

                   -
LA ASTRONAVE VENTURE STAR X-33

    La principal característica de esta nave era un mantenimiento mínimo. De despegue vertical, aterrizaría como un avión y se pretendía reducir con el mismo los costes de satelización de cargas útiles a un 10 %.
    Sobre el papel la astronave final debía tener 45 m de altura, 10 m de diámetro máximo, 750 Tm de peso, de ellas 65 Tm de peso en seco y 685 de LOX y LH. Los motores serían 6 del tipo SSME y el tiempo de funcionamiento 14 min 46 seg. El empuje sería de 997,25 Tm al partir, 1.250 Tm en el vacío. El impulso específico habría sido de 363 seg. El tanque de LOX, construido en aluminio, tenía 7,93 m de longitud y su peso fue de 2,5 Tm y podía albergar 82,2 Tm de tal LOX.
    El tipo de motor de la astronave también habría podido ser un XRS-2200 Linear Aerospike de ergoles LOX y LH (7 motores en realidad). Fue desarrollado por la Lockheed Martin para el X-33 bajo las siguientes premisas: Altura 4,32 m, diámetro 6,4 m, impulso específico a nivel de mar 347 seg, empuje a nivel de mar 195,5 Tm (224,5 Tm en el vacío).
    Inicialmente se calculó que esta astronave de prueba llegara a adquirir una velocidad de 15 Mach, o 18.000 Km/h, y un techo de 100 Km, pero luego se rebajaron las aspiraciones a 16.500 Km/h de velocidad y 73 Km de techo.
    La Venture Star era el modelo a escala de la astronave definitiva y debía suceder al X-33. Al suspenderse este último ya no fue construida.
    Pero el motor Aerospike siguió siendo desarrollado y el 20 de septiembre de 2003 la Universidad del Estado de California y la Corporación Garvey Spacecraft hicieron su primera prueba en vuelo sobre Mojave; el motor llevaba como propulsantes etanol y LOX. El modelo de vehículo fue llamado Prospector 2, o P-2, y falló al perder el control y estrellarse; la carga útil también se perdió. El fracaso se achacó inicialmente a un desgaste desigual en el área de salida de gases.
    A finales de marzo de 2004, dentro del proyecto denominado prueba del Dryden Aerospike Rocket, la USAF junto al Centro Dryden y la compañía Blacksky Co. hicieron con éxito, logrando Mach 1,5 y casi 8 Km de altura, un par de disparos de cohetes sondas con toberas del motor Aerospike en King Ranch, Texas.

        =
EL AVION ESPACIAL SMV DE LA USAF.

    El SMV, vehículo espacial maniobrable, es un avión espacial reutilizable de la USAF para lanzar con un cohete Delta o similar y con destino a poner en órbita satélites, así como operaciones militares y mantenimiento de ingenios en tal nivel. También se tenía previsto llevarlo en la bodega del Orbiter Shuttle en 2002 y 2003. Su finalidad es bajar los costos de satelización hasta en un 90 %, según la pretensión inicial.
    La Boeing y la USAF construyeron el prototipo militar X-40A, modelo a escala (un 85% menor) del avión espacial para actividades orbitales y con capacidad para reentrada y aterrizaje.
    El día 3 de septiembre de 1997 se presentó tal modelo de SMV, vehículo espacial maniobrable, de 1.174 Kg de peso, 6,7 m de longitud y 3,65 m de anchura, un poco más pequeño que el modelo definitivo X-37 (al 85 %); su costo es de 5.000.000 $.
    El 11 de agosto de 1998 se realiza el primer ensayo de navegación y control del X-40A, que es soltado sobre la base aérea de Holloman desde un helicóptero a unos 3 Km de altura para luego planear y aterrizar en tal sitio.
    El X-40A fue entregado por la Boeing a la NASA en mayo de 2000 luego de que la USAF realizara en la base Holloman ensayos aerodinámicos. La NASA tenía entonces previsto soltarlo en pruebas desde un helicóptero en 2001.
    En MARZO se soltó desde unos 5 Km de altura desde un Chinook del Ejército y el prototipo planeó durante 1 min 14 seg sobre la base Edwards. La NASA comprobó así entre otras cosas su sistema informático de control CADS que se pensaba utilizar para el X-37. Posteriormente se pensaban realizar aun otros 6 ensayos parecidos.
    El X-37 es el primer vehículo reutilizable de la NASA para demostraciones experimentales de nuevas tecnologías en vuelos orbitales y de reentrada para la NASA y principalmente del SMV de la USAF. Tiene 8,28 m de longitud, 4,57 m de envergadura y pesa 6 Tm. Lleva un almacén de carga de 2,13 por 1,22 m de dimensiones. Su motor tiene un empuje de 3.178 Kg. Su capacidad de reutilización se calcula en aproximadamente 20 vuelos seguidos con sus respectivos aterrizajes. Es construido por la Boeing Phantom Works y su capacidad para la permanencia en el espacio es de 3 semanas.
    El 12 de abril de 2001, el X-40A realizaba su segundo vuelo tras ser soltado desde 4.587 m de altura por un helicóptero Chinook del Ejército. Tras conseguir una velocidad de 468 Km/hora planeó hasta aterrizar en la base Edwards, comprobándose con éxito su maniobrabilidad.
La tercera prueba en vuelo libre del X-40A para el proyecto X-37 se realiza elevando a 4,56 Km de altura en un Chinook al prototipo y luego soltándolo. El ingenio alcanza una velocidad de 131 m/seg y aterriza sobre Edwards luego de realizar con solvencia varias maniobras en vuelo. El cuarto ensayo del X-40A tiene lugar el 5 de mayo de 2001, siendo de nuevo soltado sobre Edwards desde 4,62 Km de altura desde el habitual Chinook.
    El 8 de mayo de 2001 se realiza el quinto vuelo de ensayo del X-40A sobre la base Edwards, tras ser soltado a 4,58 Km de altura desde un helicóptero Chinook; durante el planeo se realizan pruebas de maniobra y control, elevación angular, etc.
    El 16 de mayo siguiente se realiza el sexto ensayo del X-40A tras ser soltado a 4,57 Km de altitud desde un Chinook. Emprende entonces el vuelo en planeo, yendo a una velocidad límite de 515 Km/h, comprobando entonces el control de sus características aerodinámicas y aterrizando luego de forma automática en el Centro Dryden de Edwards.
    El 19 de mayo, 3 días después, volvió a ser soltado de igual altitud. La velocidad entonces lograda es de 486 Km/h y se repitieron las maniobras en el planeo, volviendo a aterrizar sin problemas.
    Del X-37 se llevaba fabricado en 2 tercios hacia la mitad de 2001, esperando entonces que estuviera montado para finales de tal año, teniendo previsto por tal momento su prueba aerodinámica en vuelo libre atmosférico en 2002 y posterior aterrizaje tras ser soltado sobre Edwards desde un B-52. Pero hasta 2004 no se esperaba llevar al espacio en un Orbiter.
    La USAF contrata por entonces al GenCorp Aerojet para realizar el diseño inicial del sistema de motores de maniobras para el SMV; el citado motor es el denominado ARRE que debía utilizar peróxido de hidrógeno y keroseno. Por su parte, el desarrollo de la versión del motor del X-37 de la NASA es encargado a la Boeing Rocketdyne.
    El 7 de septiembre de 2001 la USAF, a la vez que informaba que dejaba de financiar el desarrollo de los X-33 y X-34, para el X-37, en el que trabajaba también la NASA, dijo que se dejaría de financiar en septiembre siguiente.
    Pero en 2002 la NASA contrataba a la Boeing, por 301.000.000$, para seguir el desarrollo del X-37 y fijaba el 2004 para una prueba de aterrizaje automático y un vuelo espacial para 2006. A su vez, se contrataba a la Lockheed Martín, por 53.000.000$, para el desarrollo de un sistema de escape en el lanzamiento para el mismo modelo.
    En el verano de 2003 concluían los ensayos con la estructura del X-37, a una escala respecto a lo que se pretendía que fuera al final el Orbital Space Plane, OSP, dentro del programa de demostración tecnológico Advanced Technology Flight Demonstrator Project. El prototipo también es denominado Approach and Landing Test Vehicle (vehículo de aproximación y prueba de aterrizaje).
    En otoño siguiente la Lockheed ensayaba el aborto de lanzamiento del OSP bajo el proyecto PAD, de demostración de aborto en la Pad con un ingenio a tamaño al 100%; el funcionamiento del motor de aborto sería de 5 seg, generando en torno a los 7 ges, y elevando el ingenio lejos del potencial peligro para luego retornar mediante planeo y paracaídas. Primero se habían realizado ensayos en túnel de viento y en noviembre y diciembre de motores en el MSFC de la NASA con un total de 14 encendidos y 55 seg de actuación en suma (hasta el 11 de diciembre).
    A finales del mismo 2003, problemas presupuestarios derivados del aumento de costes en el desarrollo de las alas del vehículo hicieron que los vuelos de ensayo previstos para 2004 fueran anulados. Pero en tal momento los ensayos PAD seguían porque su aprovechamiento podía tener aplicación en las futuras astronaves. Para este proyecto se ensayaron el 9 de diciembre en el área de Yuma unos paracaídas con un peso colgante simulado de 12,5 Tm. Otras pruebas varias se proyectaron para 2004 y de nuevo de motores PAD en aborto para 2005. Aunque el proyecto del X-37 acabó siendo transferido por la NASA a la DARPA, y la continuación del mismo se limitara a aplicaciones aeronáuticas, excluyendo finalmente las espaciales, no se descartaron las aplicaciones derivadas de los ensayos para los fines siderales.
    El 7 de abril de 2006 se llevó a cabo otra prueba con el prototipo X-37. El ingenio fue primero elevado por un avión White Knight hasta los 11 Km de altitud. Entonces fue soltado para bajar planeando y ensayar el aterrizaje automático sobre la base californiana Edwards, tardando 3 min aproximadamente en llegar a la pista 22 de tal lugar. Al rodar por la misma, no se paró antes de acabarse la pista y se salió de la misma, dañándose en el tren delantero de aterrizaje.
    A principios del otoño de 2006 la USAF proyecta sobre el X-37 su vehículo OTV, comenzando los ensayos con el prototipo ahora denominado X-37B. El proyecto se encargó a la Boeing para crear una nave espacial no tripulada reutilizable a lanzar en Cabo Cañaveral. En tal momento de 2006 se proyecta su primer vuelo para 2008 o 2009, aunque luego la USAF lo retrasó a 2010.
    El 22 de abril de 2010 la USAF prueba el OTV-1, prototipo del nuevo X-37B, lanzándolo con un cohete Atlas 5 desde Cabo Cañaveral que lo envía a una órbita baja para probar sus sistemas básicos (navegación, control, protección térmica, reentrada, etc.). Este modelo, construido por la Boeing Phantom Works, pesa 5 Tm y mide 8,8 m de largo por 4,2 de envergadura en las alas. El suministro eléctrico lo realiza con un panel solar y su autonomía teórica se establece en 270 días. Tras la reentrada, aterriza en Vandenberg el 3 de diciembre siguiente.
    El 5 de marzo de 2011 se ensayó otra vez el X-37B, siendo lanzado al espacio en la prueba OTV-2 desde Cabo Cañaveral con un cohete Atlas 5. Regresó con éxito a la base de Vandenberg el siguiente 16 de junio, aterrizando de forma automática tras 469 días de vuelo.
    El 11 de diciembre de 2012 tiene lugar la prueba OTV-3 con lanzamiento en Cabo Cañaveral de un Atlas 5 hacia una órbita baja en lo que es el tercer viaje sideral del X-37B para probar su maniobrabilidad y su carácter reutilizable.


         = USA. DESPUÉS DEL SHUTTLE.

    Cancelado el programa Shuttle y también el proyecto Constellation, los americanos se encontraron sin nave propia para el acceso al espacio. De tal forma, los estudios sobre la nave Orion del citado proyecto Constellation se tuvieron que retomar. Para mantener entretanto el acceso a la ISS, los americanos contratarían plazas en las Soyuz rusas. Pero está claro que eso es solo una situación pasajera y que Norteamérica no puede quedarse a medio ni largo plazo sin nave espacial propia.
    Ver el programa Orion en “Vuelos tripulados”, que aun está en desarrollo.

                - COHETES


    Por su parte, cancelados los proyectos de los cohetes Ares, pensados para el Constellation, la evidente necesidad de disponer de lanzadores para un futuro, llevó a la NASA al desarrollo de otros que se concretaron en proyectos como el del Liberty. También se presentaría el proyecto del SLS cara a un futuro un poco más lejano.

LIBERTY. Este lanzador fue propuesto a principios de 2011 por las empresas ATK americana y Astrium europea para tratar de acogerse a la financiación de la NASA de 200 millones de dólares para el desarrollo de un nuevo cohete. Su misión fundamental sería ser un lanzador de cargas de unas 21 Tm para acceder a órbitas bajas; es decir, se trata de dar servicio de apoyo a la ISS entre otras cosas, pudiendo llevar naves tripuladas o no. El Liberty, a vista de 2011, podría estar listo para un primer lanzamiento en 2014, y el primero con tripulación un año más tarde. El vector se basa en parte en los cohetes Ares 1, el cancelado americano, y el europeo Ariane 5. Tendría una primera fase de propulsante sólido que habría sido la del Ares 1 con sus 5 segmentos al modo de los SRB de los antiguos Shuttle y que ya estaba probada. La segunda etapa llevaría los motores Vulcain 2 del Ariane 5, cuya tecnología solo necesitaría una adaptación para pasar a ser segunda fase en vez de primera. Además, la torre de apoyo para el lanzamiento en el KSC construida para el Ares 1 volvería a tener utilidad con este cohete. La NASA dio el visto bueno para el desarrollo del proyecto en septiembre de 2011.

SLS. El SLS, Sistema de Lanzamiento Espacial, es el sucesor del no desarrollado Ares 5, o del antiguo Saturn 5 y otros de gran envergadura con los ojos puestos en Marte y la Luna o un asteroide, y cuya carga útil sería la nave Orion MPCV, con o sin tripulación. La masa que ha de satelizar es similar a la del Saturn 5, pudiendo llegar a las 130 Tm en una órbita terrestre baja, si bien en una primera fase del proyecto se contempla enviar inicialmente solo unas 70 Tm.
    En el esbozo inicial, la primera fase del SLS lleva 3 motores denominados RS-25D, derivados del SSME Shuttle, y que serán reutilizables; su tanque principal  de LH tiene capacidad para más de 2 millones de litros y mide 40 m de largo por 8 de diámetro, siendo la mayor pieza de todo el cohete. A tal fase se añadirá el empuje de 2 cohetes de propulsante sólido, también al modo del Shuttle de los SRB, pero con 5 segmentos por cada uno, que es el mismo prototipo proyectado para los modelos Ares. Una segunda fase ha de llevar un motor RS-5E, no reutilizable. Una tercera fase ha de llevar el motor J-2X, también similar al calculado para los Ares. En el modelo más potente del SLS los motores de la primera fase han de ser 5 en vez de 3.  Con todo, un modelo final podría tener una altura de casi 98 m y un peso de 2.500 Tm.
     El costo estimado del programa del SLS en 2016 ascienden a unos 10.000 millones de dólares.
    A su presentación por Charles Bolden, el Administrador de la NASA, el 14 de septiembre de 2011, se piensa que el cohete se podría probar en 2017 y ser tripulable en 2.021. Para un hipotético retorno a la Luna, la astronave cuyo cohete fuera el SLS podría estar lista para 2030.
    El 9 de enero de 2015 tiene lugar en el Centro Stennis una prueba estática del motor RS-25 que se planea utilizar para la fase primera del SLS. El ensayo dura 8 min 20 seg y tiene éxito.
    El 11 de marzo de 2015 se prueba en Promontory, Utah, un cohete de propulsante sólido acelerador del SLS (en posición tumbada). El ensayo estático dura 2 min y el vector generó 1.600 Tm de empuje. Se observó con 531 sensores el funcionamiento en todos sus parámetros (102), especialmente con la temperatura del propulsante más elevada dentro de los límites posibles, que son 32,2ºC. Este motor fue creado sobre el antiguo SRB del Shuttle y sus primeras pruebas se remontan a 2009.
    A finales de agosto del mismo 2015, con una séptima prueba en el Centro Espacial Stennis de San Louis (Mississippi), finalizan la primera tanda de ensayos del motor RS-25 del SLS. El encendido dura 8 min 55 seg y en el mismo se comprueban todos los parámetros del motor y su actuación. Por entonces, el número de motores RS-25 a incluir en la primera fase del SLS había pasado de 3 a 4, siendo así el empuje teórico de 907 Tm (más el de los aceleradores de propulsante sólido, con lo que el empuje total de la primera fase sería de 3.810 Tm).
    Por entonces, el diseño del SLS comprende, además del cohete central con 4 motores RS-25, la posibilidad de añadir dos aceleradores de propulsante sólido, bien del tipo Block 1 o del Block 1B, de 77 y 115 Tm, o bien de propulsante líquido Block 2, de 143 Tm.
        El 28 de junio de 2016, a las 15 h 05 m, GMT, tiene lugar un nuevo ensayo estático de un motor de propulsante sólido del SLS llamado RSRMV y configurado con 5 segmentos y 54 m de longitud. La prueba, denominada QM-2, que es un éxito, dura 2 min 06 seg y tiene lugar en Promontorio, Utah, en instalaciones T-97 de la Orbital ATK Propulsion Systems. En tal tiempo el motor consumió un promedio de 5,5 Tm/seg de propulsante, generando un empuje de 1.630 Tm y se comprobaron todos los parámetros.
    Iniciado 2017 se perfilan como modelos iniciales para el proyecto de lanzar naves Orion: el SLS Block 1, de cerca de los 100 m de altura, apto para elevar 70 Tm a una órbita baja; el SLS Block 1B Crew, versión del anterior para llevar tripulación a bordo de la Orion, que con el sistema de escape eleva así su altura a los 111 m, la misma que el antiguo Saturn V, y apto para satelizar 105 Tm en órbita baja; SLS Block 2, apto para satelizar 130 Tm en órbita baja, un poco más de la capacidad que tenía el Saturn 5.



         =
RUSIA. DESPUÉS DEL SOYUZ.

EL KLIPER
.
Los rusos, por su parte planificaron en su momento la sustitución de su nave Soyuz por la denominada Klyper, según aprobación del proyecto cosmonáutica para el período 2005-2015. Su desarrollo preveía su puesta a punto para 2010 y sus características le hubieran permitido llevar el doble de carga, hasta 6 personas y otros 500 o 700 Kg de material, con un peso total de 14,5 Tm. Su lanzador sería el también proyectado cohete Onega, una versión mejorada en potencia del Soyuz, con posibilidades de lanzamiento desde Plesetsk y hasta desde la base europea sudamericana de Kourou. Originalmente ruso, el Kliper o Klyper también fue nombrado Clipper o Klipper.
    Luego, las carencias económicas rusas obligaron a aceptar en un primer momento la colaboración europea de la ESA, a quien la disposición de una nave tripulable le venía bien puesto que no disponía de nada parecido. Anteriormente, los europeos habían contado solo con los planes de una pequeña lanzadera, el Hermes, a disparar sobre el Ariane 5, pero no llegó a ser desarrollada.
    Los planes del Kliper se empiezan a perfilar en 2005, pensando entonces tener la nave a punto para 2010. La ESA asignaría en torno a los 35 millones de euros en tal primer año para costear los estudios previos. El lanzamiento de la nave se debía hacer sobre un cohete ruso también sin desarrollar aun, una versión tercera o avanzada del Soyuz bautizada Onega.
    La nave se configuraba en forma de bala con cierto parecido estructural al fracasado Hermes europeo, pese a que se dijo que se parecía a la nave Apollo (CSM), y estaba compuesta por dos módulos, uno la cabina de mando y retorno, dotada de escudo térmico y alas, y otro de servicio dotado de motores. De algún modo se insistía en el sistema original de las primeras naves tripuladas con tales módulos. El sistema de escape es similar (también como el Soyuz), considerado más seguro que el Shuttle, pero colocando ahora los cohetes no encima sino debajo de la nave, con lo que se accede a la órbita con los mismos aun incorporados y se cuenta con ellos como ayuda propulsora en su caso para elevar la órbita. Pero su tamaño y capacidad es superior, para 6 personas, dispuestas en asientos en dos filas (2 pilotos más 4 especialistas), aunque sin llegar a la envergadura del Orbiter Shuttle. Además podría llevar 700 Kg de carga útil adicional. La autonomía proyectada en órbita (sin estar acoplada a una estación) es de 10 días. En la reentrada soportaría el escudo hasta 3.000ºC y el retorno se realizaría con ayuda de paracaídas o planeando y deslizándose en el suelo con una especie de trineo desplegable. En los anteproyectos, el peso calculado de la nave es de 13 Tm.
    Además, el sistema complementario de naves no tripuladas de abastecimiento Progress, en estos nuevos planes, debía ser sustituido por una nueva nave, también sin tripulación, llamada Parom (que significa “ferry”). La misma es similar al ATV europeo.
     En diciembre de 2005 la ESA decidió no participar en el proyecto, pero se mantenía la posibilidad de dejar lanzar al Kliper en Kourou.
    En marzo de 2006 la compañía Energia finalizaba el diseño preliminar del Kliper. La perspectiva entonces es que la nave podía empezar a volar en 2015. Dos meses más tarde, la misma compañía firmaba un acuerdo con otra, la Progress, para el desarrollo de un Soyuz avanzado, capaz de satelizar 13 Tm (e incluso hasta 16 Tm luego), y con la vista puesta en el lanzamiento del Kliper.
    Mediado 2006, la negativa europea a participar se transforma hacia un acuerdo con los rusos, y con la posibilidad de añadirse los japoneses, en un proyecto de una nave a caballo entre el Soyuz y el Kliper; o si se prefiere, el nuevo proyecto es un modelo Kliper más modesto, renombrado entonces como Sistema Avanzado de Transporte de Tripulaciones. La ESA dice entonces que presupuesta 15.000.000€ para gastar en dos años para el nuevo proyecto.
    En la primavera de 2009, se anunció el proyecto PPTS, de sistema de transporte pilotado, basado en los estudios del Kliper, que contempla una nave espacial con capacidad para 6 tripulantes, el doble del Soyuz, y más de 500 Kg de carga. Pero ahora el plazo de puesta en servicio se cuenta a partir de 2018 y se construiría además un segundo modelo de nave de 16,5 Tm de masa con capacidad para 4 cosmonautas, autonomía de 200 días en órbita sobre la Tierra y posibilidad de llegar a una órbita lunar; este modelo debería servir, según los rusos, de base para el diseño de una futura nave capaz de volar a Marte. Destaca en el proyecto la capacidad reutilizable de la nave, hasta 10 veces, y su carácter para el regreso, posándose con retropropulsores en vez de paracaídas. Su lanzamiento se planea desde un nuevo cosmódromo, el de Vostochni, en Amur, previsto construir a partir de 2010. El primer vuelo de prueba de la nueva nave se proyecta para no antes de 2015.

FEDERATSIYA. Los proyectos anteriores toman forma en enero de 2016 en la nueva nave de Roscosmos para sustituir a la Soyuz que ahora se bautiza popularmente como Federatsiya, que significa Federación en ruso; otros nombres que se barajaron al final fueron Gagarin y Vektor. Su capacidad se anuncia ahora como nave lunar y su primera misión se cita para 2021, y la del posible alunizaje en 2029, si bien su primer viaje tripulado se supone que será a la ISS y en 2023, seguido de otro en 2027 quizá a una órbita lunar. Pero dado el coste de estos proyectos y la situación económica rusa en tales momentos, resulta dudoso que los citados plazos se vayan a poder cumplir.

          =
OTROS

    Hubo además en otros países otros proyectos similares al americano, en el pergeñado de una nave de una sola fase y despegue y aterrizaje vertical.
    El ISAS nipón ensayó del 9 al 26 de junio de 2001 el RVT-6, prototipo de vehículo reutilizable de despegue y aterrizaje vertical, de motores de LOX y LH. Los ensayos, realizados por control remoto en Noshiro, se repitieron luego dos veces. El primer ensayo de estos modelos se hizo en marzo de 1999 y luego, el RVT-6 se probó en ensayos estáticos 6 veces del 17 de julio al 4 de agosto de 2000.

    También los italianos en 2001 decidieron probar suerte en un programa de vehículos reutilizables con su USV, proyecto presupuestado en 120 millones de dólares. Se proyectaron aquí 3 modelos hipersónicos y 4 vuelos, uno de ensayo orbital, a partir de 2003. Luego de numerosos retrasos, el 24 de febrero de 2007 el CIRA italiano probaba un modelo a escala FTB1, o Castor, soltándolo de un globo elevado a 20 Km de altitud sobre Tortoli, Cerdeña, y control desde Salto di Quirra. Este prototipo USV es de 9,2 m de largo y 1,2 Tm de peso. El mismo llevaba cerca de 500 sensores para el posterior análisis aerodinámico, y alcanzó 1,05 Mach en caída libre para luego abrir 3 paracaídas y amerizar en el Tirreno donde fue recuperado por un buque de la Marina. Una primera prueba, que se realiza en febrero de 2007, lleva a la destrucción del prototipo Castore por impacto al caer.
    La segunda prueba del USV se realiza el 11 de abril de 2010 con un prototipo llamado Polluce que fue soltado desde un globo a 24 Km de altura sobre el mismo lugar marino de Cerdeña. En la caída, el USV alcanzó casi los Mach 1,2 y luego abrió paracaídas, cayendo a las aguas en unos 10 min y siendo luego recuperado por el buque Tavolara de la Marina italiana. El ensayo es esta vez un éxito y se hacen dos experimentos a la vez que se tomaban los datos técnicos del vuelo.

    Los Estados Unidos, tras el carpetazo al programa X-33, siguió su camino con el llamado programa de iniciativa de lanzamiento espacial (Space Launch Initiative), en una segunda etapa, contratando a las empresas OSC y Northrop-Grumman para el proyecto de Vehículos Reutilizables de Lanzamiento de Segunda Generación; el presupuesto para tales estudios es de 21.000.000$ en total. Al final varias empresas del sector (Lockheed, Boeing, además de la OSC y Northrop Grumman) aportaron entonces múltiples propuestas al respecto. El estudio previo consideró todas las nuevas tecnologías, los nuevos materiales y los sistemas más perfeccionados del momento, sin olvidar la limitación de los costes. La NASA reenfocaba así el proyecto de un sistema Shuttle de segunda generación.
    Para la nave sucesora del Shuttle se pensó en el motor reutilizable (hasta 100 veces) denominado COBRA, desarrollado a principios de Siglo XXI por la Pratt&Whitney junto a la Aerojet Propulsion Associates. Este motor, que consume LOX y LH, tiene un empuje de 272 Tm, unas 90 más que el SSME Shuttle y además con menos requerimientos de mantenimiento.
    También para suceder al Shuttle, con el cambio político en el programa espacial americano propiciado por la Administración Obama, la iniciativa privada se lanzó a proyectar naves espaciales diversas. En este marco aparece la CST-100 de la Boeing en 2010, nave espacial, de 7 plazas, de aspecto cónico y de capacidad intermedia entre las antiguas Apollo y las nuevas Orión de la NASA, entonces en desarrollo. Enmarcada en el programa CCDev, la Boeing podría recibir del Gobierno americano 18 millones de dólares para su desarrollo. Su lanzamiento se podría realizar con cohetes como el Atlas 5, el Delta 4 o el Falcon 9. En 2013 se realizan pruebas aerodinámicas en el túnel de viento del Centro Ames de la nave integrada en el cohete Atlas V, todo en maqueta a escala 1 a 7.

    Por su parte, los planes de China más allá de su nave Shenzou contemplan una nave nueva más parecida a la antigua Apollo americana o a la moderna Orion. El objetivo de tal nave, con dos versiones, sería no ya solo la órbita terrestre sino la Luna, e incluso a algún asteroide y el vuelo a Marte en una etapa más avanzada. La capacidad de tal nave sería hasta para 6 taikonautas en la mejor versión y su peso en el diseño inicial de unas 14 Tm en uno de los modelos y de 20 en el otro, en el lunar. Para el viaje a Marte se piensa en un grupo de módulos y naves, no como en el caso a la Luna en una nave única e integrada. Los impulsores en los que se piensa para estas misiones serían el CZ-5 y el CZ-7, no disponibles aun en 2015 al tiempo de estos esbozos, pero que están ya en desarrollo; la capacidad teórica de satelización respectiva ha de ser de 14 y 25 Tm. El proyecto podría comenzar a ser realidad a partir de 2020.


EL PHOENIX EUROPEO
    En la rama de naves avanzadas, en Europa con el comienzo del Siglo XXI la compañía Astrium se propuso desarrollar una nave de prueba para la ESA denominado Phoenix, pensando entonces en su operatividad para 2015. También se denomina como un RLV, vehículo lanzador reutilizable, y viene a ser el sucesor del no desarrollado Hermes, sin olvidar el aprovechamiento aquí de la tecnología derivada del experimental americano X-38; ver en ambos casos la parte dedicada a la ISS.
    Bajo un presupuesto de 16 millones de euros se concibió así una naveta dotada de alas, de casi 7 m de longitud, 3,85 m de envergadura, estructura de aluminio y 1,2 Tm de peso. En el proyecto de este prototipo a escala 1 a 6 (del Hopper; tratado más adelante), que se pensaba entonces probar para finales de 2003, participan además el gobierno alemán y su DLR, y la empresa OHB System GmbH.
    El primero de marzo de 2004, la EADS probaba para el desarrollo del Phoenix en el aeropuerto de Lemwerder, Alemania, el sistema de rodaje y frenado en pista como paso previo al ensayo del aterrizaje. El 8 de mayo de 2004 el mismo ingenio era probado sobre Kiruna (Suecia), siendo soltado de 2,4 Km de altitud desde un helicóptero para luego, en un vuelo de 1,5 min, aterrizar sin novedad a 255 Km/h de velocidad. El vuelo final de prueba de la versión real de la nave se prevé entonces hacer soltándola desde un globo aerostático y con un planeo desde los 129 Km de altitud.

EL IXV EUROPEO
     El IXV es un vehículo experimental de la ESA para estudio de la reentrada atmosférica de una futura nave espacial europea reutilizable, programa ARD, primera de tal tipo desarrollada en el viejo continente. Construido principalmente por Thales Alenia Space Italia, participan además otras 40 empresas europeas; de España participan las empresas SENER, RYMSA, GTD, GMV y Elecnor. De forma aerodinámica, tiene un peso de 1.845 Kg y es del tamaño de un automóvil grande con sus 5 m de longitud, 2,2 m de anchura y 1,5 m de altura. Dispone de 4 motores de hidracina de 400 newtons para maniobras (sistema SCA). Se considera sucesor de la naveta Hermes, no desarrollada, y su aspecto similar a aquella sin las alas, aunque sí lleva dos flaps (sistema FPCS) para maniobrar y controlar un poco la velocidad en la reentrada. Su escudo térmico es de carbono y carburo de silicio, y es capaz de soportar hasta 1.900ºC, aunque en la reentrada la temperatura que se alcanzaría fue menor, de unos 1.700ºC.
    Iniciado el proyecto en 2002 por los italianos, a finales de 2012 se realizaron pruebas aéreas de una maqueta de este ingenio con el paracaídas, probando también el amerizaje. Más pruebas se realizarían en los primeros meses de 2013 en la base militar sarda de Salto di Quirra.  El 25 de agosto de 2013 el IXV fue soltado desde un helicóptero a 3 Km de altura sobre el mar junto a Cerdeña.
    Pensada en principio probar en el espacio en 2014 en Kourou con un cohete VEGA y enviar a 412 Km de altitud con unos 50º de inclinación respecto al Ecuador en un vuelo suborbital. Daría casi una vuelta al planeta y tras unos 100 min de vuelo la reentrada la realizaría a 7,5 Km/seg de velocidad; en esta fase del vuelo se estabilizaría con ayuda de pequeños motores y dos flaps en la parte trasera; más tarde despliega unos paracaídas para finalmente caer sobre el Pacífico. Los datos de telemetría son recogidos por estaciones en Libreville, Gabón, y en Malindi, Kenia, así como por el buque de recuperación en el Pacífico, teniendo por centro de control a la italiana Turin y su ALTEC; también se usan como apoyo satélites INMARSAT y el buque de rescate Nos Aries. El proyecto tiene un costo total de 150 millones de euros.
    Fue lanzado finalmente el 11 de FEBRERO de 2015 a las 13 h 40 m GMT en Kourou con un cohete VEGA. Realiza con éxito un vuelo automático, separándose a 348 Km de altura de la última fase del lanzador y ascendiendo hasta los 413 Km para luego empezar la reentrada con la velocidad prevista citada sobre unos 120 Km de altitud. A partir de aquí, durante unos 20 m, la nave bajó de la forma que se preveía y abrió los paracaídas a 26 Km de altura cuando eran las 15 h 09 m para posarse 9 min más tarde en las aguas del Pacífico a unos 22 Km/h de velocidad cuando eran las 15 h 18 m. En el vuelo se recorren en total 32.400 Km y el punto de caída está en los 3º de latitud Norte 123º de longitud Oeste, al Oeste de las Islas Galápagos. Al amerizar se le inflaron unos flotadores. Fue recuperado sin novedad luego que dos lanchas del equipo de rescate se le acercaran primero para extraer el propulsante que aun pudiera quedar en los tanques y el que es tóxico. Aunque es teóricamente reutilizable no esta entonces previsto volver a usarlo en vuelo. Los miles y miles de datos sobre los parámetros de vuelo, tomados por unos 300 sensores y una cámara IR, se recogieron como estaba previsto. La naveta sería llevada más tarde, vía marítima por el Canal de Panamá, hasta Génova, donde ha de llegar al cabo de 40 días, y posteriormente por tierra al ESTEC en Holanda para ser desmontado y examinado al detalle en todas sus partes.
    La última fase del VEGA cayó a las 15 h 40 m sobre el Atlántico tras dar una vuelta completa al planeta y realizar con la misma algunas maniobras simulando una puesta en órbita de un satélite.
    El proyecto siguiente, continuación del IXV, sería el PRIDE, una nave espacial alada y reutilizable a ensayar en 2018 y lanzar también con un cohete VEGA.


        =
VUELOS TRIPULADOS FUTUROS. MÁS ALLÁ.

    El hombre seguirá abordando la órbita terrestre con naves que sucedan a las Soyuz y Shuttle y siguientes, CEV, Clipper, o lo que resulte. Las investigaciones en la microgravedad y desde la ventana que supone la órbita terrestre para la observación tanto astronómica como terrestre solo podrán ser ya interrumpidas por una verdadera catástrofe económica a nivel mundial. De otro modo, los vuelos orbitales seguirán sin duda alguna, adaptándose, en mejoras progresivas, a las nuevas y desarrolladas tecnologías que vayan llegando con los nuevos y sucesivos tiempos.
    Para los retornos desde la órbita terrestre se han estudiado varios sistemas distintos al del frenado con retrocohetes. Los americanos (la Boeing) estudiaron en los 80 dotar a los Orbiter Shuttle de un sistema al retorno que en forma de globo gigante envolviera casi toda la nave espacial facilitando el frenado de forma aerodinámica y con descenso con ayuda de enormes paracaídas, todo ello en material muy resistente e incombustible. El sistema evitaría los sistemas de protección térmica de losetas o telas afines.
    Otra cuestión más difícil será el regreso a la Luna y el vuelo a Marte, y el establecimiento de bases, temporales primero y luego permanentes. La cuestión económica será el factor determinante. Técnicamente todo ello es posible, aunque en un vuelo prolongado aun existen serias dudas por los negativos efectos de la falta de la gravedad terrestre.
    Por lo demás, algún vuelo podría ser realizado hacia algún asteroide, como en la misión propuesta por Eugene Shoemaker hacia el 1991JW que, en un viaje de 6 meses, podría ser realizado por astronautas saliendo en mayo del 2009; la estancia en el asteroide podría ser de unos 10 días.
    Entre los proyectos que se han ido quedando en los cajones y almacenes, y algunos con inversiones no desdeñables, figuran muchos realizables que no han sido desarrollados por meros motivos económicos, sacrificados ante otros, y que en el futuro podrían ser retomados, aunque bajo nuevas y renovadas perspectivas.
    Entre los vuelos Shuttle relegados figuran varios de investigaciones diversas, astronómicas, terrestres y de ciencias de la microgravedad. También se han quedado atrás algunos vuelos tecnológicos, como el llamado Ala de Concentración Solar que, bajo contrato de 2,7 millones de dólares el centro Marshall adjudicó en 1979 a la Lockheed que debía ponerlo en principio a punto para mayo de 1980 y ser luego lanzado en órbita en noviembre del mismo año. La citada ala debería haber tenido 32 m de longitud, 4,1 m de ancho, plegable para ir en el Orbiter Shuttle, y tener 82 paneles solares para recoger 12,5 kW de energía, aunque en el primero vuelo experimental solo sería 3. Estaba pensado para su utilización en los Shuttle y Spacelab y el posterior uso en un sistema de propulsión solar.
    Otro ingenio planificado para el Shuttle y no llevado al espacio es el ISF, para crear una industria espacial sobre una órbita de 400 Km, a donde un Orbiter lo llevara y soltara con ayuda del RMS. Es una fábrica automática de diversos productos en la microgravedad, constituida de 2 módulos y con posibilidad de ampliaciones sucesivas.

    En cuanto a estaciones orbitales, más allá de la ISS, se construirán modelos dotados de gravedad artificial por rotación de la parte considerada como dormitorios, cocina, baño, etc. Eso simplificará el funcionamiento de algunos sistemas domésticos y permitirá combatir los efectos negativos de la microgravedad, aunque falta por averiguar los efectos del sometimiento a periodos alternativos de unas horas en microgravedad y otras en gravedad, aunque no sea la gravedad equivalente a la terrestre. Esto será valido también en el caso de naves en vuelo de larga duración, como un viaje a Marte. Sin embargo, dotar a una parte de una nave o estación espacial de un sistema centrifugador efectivo quizá no sea tan fácil. Es posible que aparezcan vibraciones que se transmitan y afecten al resto del cuerpo y alteren la estabilidad, necesaria para el apunte a objetivos entre otras cosas.
    Otra posibilidad será la de factorías orbitales para aprovechamiento industrial de la microgravedad. Se fabricarán productos diversos, tal como medicinas, componentes puros para electrónica, etc. Las fábricas llegarán a ser realizadas por la industria privada, con seguridad por las grandes multinacionales, y el nivel de automatismo será muy elevado por lo que no cabe esperar que alberguen ni cientos ni miles de especialistas.
    Cuando se hagan realidad las grandes estaciones orbitales, muchos mirarán hacia atrás para recordar aquellos primeros proyectos, como los de Ross y Smith de 1949, expuestos en la Sociedad Interplanetaria Británica, en forma de rueda giratoria, o los de Von Braun también de forma toroidal de 1952. La estación de Von Braun hubiera debido tener 75 m de diámetro y girar en una órbita de 1.800 Km de altura y 2 h de período. El cohete concebido para la satelización de las partes de tal estación se proyectó por el ilustre alemán teniendo 80 m de altura, 20 m de diámetro en la base, propulsantes ácido nítrico e hidracina, una primera fase con 51 motores, una segunda de 34 y la tercera de 5; el empuje inicial hubiera sido de 14.000 Tm y el peso total de 7.000 Tm.
    También se recordará el fracasado proyecto MOL y las pioneras: las estaciones soviéticas Salyut y Mir, el Skylab, y hasta la ISS. También quedarán en la historia del recuerdo los múltiples proyectos previos a la ISS que nunca vieron la luz de su realización pero que sirvieron de base al definitivo proyecto de la ISS y que fueron de diverso origen (NASA, empresas Lockheed, Rockwell, etc).

    Sin entrar en el detalle de su ubicación en órbita terrestre, o en la lunar o marciana o sus superficies, que para el caso es igual, también han abundado proyectos de verdaderas ciudades orbitales o de superficie, de varias formas, con grandes jardines y huertos, gravedad artificial por rotación en su caso, para albergar desde 10.000 hasta 20 millones (si, millones) de personas. Desde 1 hasta 32 Km de longitud, con respectivos diámetros de 200 metros y 6,4 Km. Verdaderamente resulta bastante difícil de imaginar el funcionamiento de este tipo de ciudades colonia espacial, bastante complejas, bajo grandes cúpulas, cuando hoy, por culpa de una célula de combustible, por la desconexión de un cable, por cualquier incidencia, se suspende un vuelo de una nave espacial o queda en jaque toda una estación orbital. Por ello, no dejan de ser esbozos que el tiempo seguramente irá simplificando y sobre haciendo disminuir de tamaño y pretensiones, sin contar a que cientos de años vista estaríamos tratando. Uno de los principales planificadores de tales colonias ha sido el profesor Gerard K. O’Neill, de la universidad de Princeton. Otros fueron Frank D. Hess, de la Aerospace Corp, el británico David J. Shepard, etc.

    En cuanto, no ya a vuelos o misiones, ni ciudades, sino al desarrollo de otros tipos de naves espaciales, además de los del proyecto X-33 y similares, hay diversas expectativas, aunque lo más probable es que los modelos inmediatos al citado proyecto no sean derivaciones o sucesiones del mismo, sino los CEV y Clipper. Solo algún descubrimiento nuevo o revolucionario propiciará otros tipos de naves. Rusia será difícil, mientras siga su penuria económica, que pase a desarrollar modelos similares. Ni siquiera el Buran, el Shuttle ruso, llegó a estrenarse con tripulación. Dadas las carestías del espacio, lo más fácil es que todo confluya hacia una colaboración internacional donde cada país u organismo se especialice complementándose con otros, antes que duplicar funciones competitivas con ellos. Así pues, mientras tanto, Rusia seguirá disponiendo de los modelos Soyuz o Clipper, eso sí, cada vez más evolucionados o avanzados. Su sistema es a corto y medio plazo un buen sistema complementario con las naves americanas. Dicho de otro modo, bien está disponer de sistema alternativo de lanzamiento de tripulaciones, sobre todo en consideración a emergencias.
    Los sistemas de naves futuras tienden sin embargo sobre el papel hacia los modelos contemplados por los americanos en el X-33. Son los sistemas de naves reutilizables en los que prima la economía, para poder abaratar costes por Kg puesto en órbita.
    Por su parte, la USAF también estudió su propio ingenio de pequeño orbitador aerodinámico, dotado de alas, de 17,7 m de longitud, con capacidad para 2 astronautas y una pequeña carga útil de 300 Kg. Pero el sistema impulsor básico o lanzador sería el Titan IV. El diseño lo realizó la Lockheed hacia 1994.

    Los sistemas integrantes de las naves futuras por su parte cabe pensar que evolucionarán hacia la complejidad en ciertos aspectos y la simplificación en otros. Serán más autónomos, mas computerizados, requerirán menos mantenimiento humano sin perder fiabilidad. Seguirá la tendencia de miniaturización en todo lo posible y los sistemas de control serán seguramente los más sofisticados. El pilotaje de las naves será el sistema más informatizado y se podrá llevar a cabo, cuando necesite la presencia humana, con señales diversas, tal como sonidos, palabras, gestos, e incluso vibraciones, tal como se viene haciendo y experimentando en aeronáutica militar. La alta computerización tenderá hacia el límite del ordenador HAL2000 de la película “2001. Una odisea del espacio”, aunque naturalmente suprimiendo la “autonomía asesina” del mismo...
    Los trajes espaciales serán dotados de mayor número de sensores y su control, así como el de la propia nave, pasará por cascos y sistemas actuantes en base a órdenes que podrán ser originadas por el más mínimo gesto de determinadas partes del cuerpo, como ocurre en la realidad virtual, e incluso con el pensamiento un poco más adelante. Quizá uno de los trajes del futuro se base en el prototipo BioSuit desarrollado por el MIT californiano, en el que se usan materiales inteligentes y de última generación conjuntamente con la electrónica y la biomecánica. Este traje se diseñará a medida por sistemas informáticos y será de una flexibilidad y comodidad muy por encima de los trajes anteriores, suponiendo un concepto nuevo y mucho más avanzado, más que ser un traje mejorado sobre modelos anteriores. El diseño inicial de BioSuit pretende el sistema de traje presurizado pegando a la piel un tipo especial de fibra sintética elástica, de modo que el problema de las dobleces y articulaciones –que exigen al astronauta un gran esfuerzo en los trajes anteriores- sea evitado. Esto, de conseguirse, supone una mayor movilidad y desenvolvimiento del usuario.

                -
SISTEMA MIXTO AVIÓN-COHETE.

    Un modelo interesante de futuro, que se ha estudiado bastante, es el del avión espacial que se concreta en un turborreactor o estatorreactor que puede utilizar el oxígeno del aire y que, cuando la altura lo hace escaso, pasa luego a funcionar con el LOX llevado en tanques hasta llegar a la órbita, bien directamente (cosa más difícil) o con el uso de una etapa de cohete. Es decir, un sistema mixto o híbrido de reactor aéreo primero, al cruzar la atmósfera, y el típico cohete después, en el espacio.
    En uno de los modelos proyectados la astronave debía despegar como un avión, funcionando con el oxígeno del aire como un reactor, y con los depósitos restantes casi vacíos. Luego, ya en el vuelo, 2 grandes aviones cisterna debían llenar los tanques para que pudiera desde los 7 Km de altura lanzarse como un cohete hacia el espacio. El bombeo se calculó para hacerlo a razón de 75.700 litros/minuto, siendo LOX y LH, o bien en vez de LOX, LOX/RJ-5 de alto rendimiento, cosa que hubiera modificado ya la concepción de la astronave. El sistema tenía la ventaja de que la partida podría tener lugar casi desde cualquier aeropuerto y la astronave llevaba 11 motores en total, 3 de ellos superiores, unas aletas retráctiles en el morro para la estabilidad del vuelo supersónico. El proyecto fue concebido en el centro Langley, que también elaboró otro proyecto de despegue vertical de una sola etapa, que sería luego el que se desarrolló finalmente.
    Un sistema más, incluso anterior cronológicamente al anterior, fue elaborado por la Martin Marietta en 1976 por encargo de la NASA. El lanzamiento previsto es en este caso vertical pero con ayuda previa de un trineo acelerador que dotaría a la nave de una velocidad de 183 m/seg. El trineo hubieran podido ser 2 aviones acoplados paralelamente por dos alas bajo las cuales iría la astronave. El sistema de trineo también lo estudió en un sistema distinto la Boeing.
    Pero en realidad el sistema original es mucho más antiguo de lo que se puede pensar, pues ya fue propuesto por uno de los pioneros de la astronáutica, E. Sänger; el proyecto de este alemán consistía en colocar una nave tipo Orbiter sobre un reactor más grande.
    La idea del avión sideral fue retomada en los alemanes con el proyecto de tal nombre, Sänger, y también por los americanos con su NASP, y los británicos en su HOTOL. El regreso, en estos casos, es como el de un avión comercial terrestre.

    El proyecto original Sänger de 1943, del bombardero de las antípodas, habría tenido una fase de 28 m de longitud, 15 de envergadura, con 2,3 m de diámetro el cuerpo central, 99,77 Tm de peso, de ellas casi 20 de peso sin propulsante que habría sido LOX y Keroseno, y un empuje en el vacío de 145,7 Tm. El cohete habría llevado motor que hubiera podido funcionar durante 2 min 48 seg y el mismo habría podido ir inicialmente sobre un cohete de LOX y alcohol con 6 motores que habría tenido 14 m de altura y 2,3 m de diámetro y habría pesado 34 Tm, de ellas 6,8 Tm de peso en seco, con un empuje al partir de 600 Tm aproximadamente.
    El proyecto moderno alemán Sänger II pretende la utilización de la nave tipo Orbiter, que se llamaría Horus, sobre un reactor hipersónico más grande que llevaría a la anterior hasta unos 40 Km de altura con velocidad 6,6 Mach. La capacidad del Horus sería para unas 30 personas más los pilotos y el costo calculado a principios de los 90 del proyecto era de 40.000 millones de marcos; alternativamente podría llevar entre 2 y 6 astronautas y entre 2 y 4 Tm de carga. Intervinieron en los estudios varias empresas alemanas. El ingenio se proyectó primordialmente para realizar vuelos suborbitales con trayectos de una hora, por ejemplo entre Frankfort y Sidney, con expectativas de aerolíneas comerciales futuras. Sin embargo, el gobierno alemán, pese al interés inicial, no apoyó finalmente en los años 90 el proyecto.
    Tal sistema fue estudiado en 1985 y habría tenido 84,5 m de longitud, 14 m de diámetro, 366 Tm de peso inicial y un empuje al partir de 458,87 Tm. La nave de elevación inicial sería de las medidas indicadas y 41,4 m de envergadura, con un peso de 254 Tm, llevando 98 Tm de LH que quemaría como combustible con aire en 6 motores turboramjet con autonomía de vuelo de 109 min. El cohete propiamente dicho, Horus, habría ido adosado a sus espaldas y tendría 27,6 m de longitud, 15,6 m de envergadura, 5,5 m de diámetro en el cuerpo central, 112 Tm de peso, de ellas 32,6 Tm de peso en seco, y un empuje en el vacío de 130,5 Tm que obtendría con un motor de LOX y LH que podría actuar durante casi 5 min.

    Los americanos estudiaron antes del NASP, ya en 1962, un sistema llamado Martin Astrorocket pensando en el modelo de avión cohete Dyna Soar que no fue desarrollado. El cohete habría sido en total de 65 m de altura, 7 m de diámetro, 1.133,8 Tm de peso y un empuje al partir de 1.320,8 Tm. La primera habría tenido la indicada altura y diámetro, con un peso total de 981,8 Tm, de las que 132 serían peso en seco, siendo los propulsantes tetróxido de nitrógeno y aerocina 50 que habrían sido quemados durante 2 min 44 seg en 9 motores tipo LR87. La segunda etapa, con iguales propulsantes y adosada a la primera, habría tenido 30 m de altura, 3 de diámetro en el cuerpo central y 20 m de envergadura, con un peso de 152 Tm, de ellas 23,5 Tm de peso en seco y un empuje en el vacío de 220 Tm; el tiempo de funcionamiento habría sido de 3 min y el de motores de uno del tipo LR87.
    Hacia 1978, los americanos estudiaron también los sistemas VTOHL, de despegue vertical y aterrizaje horizontal. Uno de ellos sería de 53,5 m de longitud, 34,3 m de diámetro, 1.158,2 Tm de peso total y empuje al partir de 1.567,3 Tm; el peso de los propulsantes llevados sería de unas 1.062 Tm de LOX y LH que quemaría en 5 motores del tipo SSME durante 8 min 20 seg. El otro modelo, menor, sería de 58,5 m de largo, 36 m de envergadura, 687,5 Tm de peso y 1.140,6 Tm de empuje; el peso de los propulsantes sería de 615 Tm de LOX y LH que serían quemados durante 8 min 20 seg por 3 motores del mismo tipo que el anterior.
    El NASP (X-30) norteamericano fue un proyecto de la segunda mitad de los años 80 y llevaba un súper-estatorreactor que gastaría oxígeno del aire y llevaría además LH y LOX, y es estudiado por el centro Langley de la NASA, que tiene perfilada su línea aerodinámica; sobre el papel, este modelo puede alcanzar la órbita, o volar de París a Tokio en poco más de 3 horas, alcanzando velocidades de 15 Mach. El modelo habría tenido 80 m de longitud, 16 m de diámetro, 140 Tm de peso y un costo entonces de 3.000 millones de dólares. Habría llevado 80 Tm de propulsante que habría quemado durante un máximo de casi 6 min en un motor Scramjet. Este tipo de motores obtiene el oxígeno del aire en diferencia al cohete que lo lleva en depósito.
    El NASP fue cancelado en los años 90 por cuestiones tanto económicas como técnicas, pero fue sucedido en 1996 por el modelo Hyper-X (X-43) de motor Scramjet, que se pensaba probar desde 1999. El Hyper X es un prototipo a escala que puede alcanzar velocidades de 10 Mach y tiene 3,68 m de longitud, 1,5 de envergadura y solo 60 cm de alto; el modelo X-43A fue construido por la Boeing Phantom Works y ATK-GASL. En 1998 estaban proyectados tres vuelos de prueba del motor Scramjet del X-43 con el cohete Pegasus, dos a velocidades de Mach 7 y uno a Mach 10. Del modelo X-43 se hicieron 3 modelos diseñados por la compañía Micro Craft, de los que el A llegó a la base Edwards, Centro Dryden, a principios de noviembre de 1999 y se tenía entonces fijada su prueba primera para mayo del 2.000. Pero tal ensayo sufrió un retraso de un año. A principios de MAYO de 2001 se probó por fin con éxito en vuelo cautivo el X-43A unido a un cohete Pegasus en un ala de un B-52 sobre el californiano Centro Dryden. El paso siguiente era ya la prueba del scramjet tras ser soltado del avión citado y tras ser llevado a Mach 7 por el Pegasus sobre una altura de unos 30 Km. El 2 de junio siguiente fue finalmente soltado del B-52 sobre 7,3 Km de altitud, pero el Pegasus falla y pierde el control a los 8 seg del encendido del Pegasus provocando la orden de destrucción por razones de seguridad, por parte de los controladores, del X-43A a 13,7 Km sobre el Pacífico, y con el que se pretendía además batir el récord de velocidad alcanzando 7.700 Km/h (Mach 7) durante 11 seg a una altitud de 30,5 Km.
En el otoño de 2003 la NASA y la USAF encargaron, bajo contrato de 150.000.000$, a la empresa Allied Aerospace Industries el desarrollo de 3 prototipos X-43C para probar los motores Scramjet volando hasta Mach 7 luego de ser llevado con un Pegasus el ingenio hasta Mach 5 sobre 24,4 Km de altitud; esta parte del proyecto debía durar 5,5 años. El 26 de enero de 2004, un X-43A sobre un cohete Pegasus llevado por un B-52 fue probado durante 2 h aerodinámicamente. El 27 de marzo siguiente, el X-43A volvió a volar con un B-52, del que se desprendió con un cohete Pegasus tras salir de Edwards y esta vez batió el récord como avión con una velocidad alcanzada de 7.700 Km/h (Mach 6,83) sobre 30,5 Km de altitud sobre el Pacífico; primero fue impulsado por el Pegasus a la necesaria velocidad de 6.000 Km/h y luego activó con éxito su propio motor scramjet para alcanzar tal velocidad límite de Mach 7 durante 10 seg. De este modo se abrían con certeza las posibilidades reales del sistema scramjet.
    El 16 de noviembre de 2004, el Hyper X, o X-43A, realizó su tercer y último vuelo de la serie, surcando el océano Pacífico a Mach 9,8 (unos 11.265 Km/h) con el scramjet activado 10 seg, velocidad récord para este tipo de ingenio. Luego de partir de la base Edwards bajo un ala de un B-52B y montado sobre un cohete Pegasus, fue soltado a una altitud de 12,2 Km. Subió entonces el prototipo a una altura de 33,5 Km. Posteriormente planeó a menor velocidad durante unos 10 min y se comprobó su versatilidad aerodinámica. Finalmente cayó y se perdió en aguas oceánicas al noroeste de Los Ángeles. Para entonces se llevaban gastados unos 230.000.000$ en el proyecto que había sido iniciado 2 décadas atrás.

    Otros modelos americanos de los años 90 son el Black Horse y el Black Colt, ambos con la necesidad de ser reabastecidos en vuelo y capacidad de satelización para llevar 450 Kg a una órbita baja, de 200 Km de altura. El Black Horse lo estudió la USAF hacia 1993 bajo la concepción de tener 57,5 m de largo, 6,3 m de diámetro y 83,56 Tm de peso. Debería llevar 76,68 Tm de keroseno y agua oxigenada, propulsantes no criogénicos que quemaría en 7 motores durante 9 min 20 seg.
    Por su parte, el Black Colt fue estudiado por la empresa Martin Marietta en 1994 y se trata de un sistema de 39,6 m de largo, 4,6 m de diámetro, 24,4 m de envergadura, y un peso de 42,6 Tm en total. Su costo se estimó en 4,1 millones de dólares. El Black Colt propiamente dicho tendría tales medidas y un peso de 40.482 Kg, de ellos 32.200 Kg de Keroseno y LOX que debería quemar en un motor ruso 11D114 (del N-1) durante 4 min 35 seg creando un empuje de casi 41 Tm. El mismo llevaría una fase PAMD-D/Star 48 de 2 m de larga, 1,2 m de diámetro, 2,14 Tm de peso, de propulsantes sólidos, capaz de actuar durante 1 min 28 seg creando un empuje en el vacío de 6,85 Tm.

    Los británicos, antes del HOTOL, proyectaron en 1968 el MUSTARD, que habría tenido unos 30 m de longitud, y 4 m de diámetro en el cuerpo central; podría haber estado basado en el avión cohete americano HL-10. Su peso habría sido de 424 Tm y el empuje al partir de 488,9 Tm. El cohete, con cierta forma de ala delta triple superpuesta, se habría compuesto de una primera fase de dos cohetes y una segunda de uno, los primeros iguales y el segundo muy parecido, todos superpuestos o adosados, como se señala. Tal tipo de cohete sería de un motor de LOX y LH, de las medidas antes referidas, de 20 de envergadura, 141 o 142 Tm de peso, de las que unas 24 serían de peso en seco y un tiempo de funcionamiento de 3 min 35 seg.
    El HOTOL británico, sobre el que se iniciaron trabajos de definición hacia 1985, alcanzaría sobre el papel la velocidad de 23 Mach con motores RB-545 de la Rolls Royce, de sistema híbrido RamJet, luego de partir de un aeropuerto como un avión normal, cargado de propulsantes oxígeno e hidrógeno, pero yendo hasta los 26 Km de altitud consumiendo oxígeno solo del aire circundante a su paso como un reactor; en ese momento llevaría gastado el 18 % del combustible hidrógeno y a partir de tal altura funcionaría hasta una órbita baja como un cohete. Su capacidad de carga sería de 70 viajeros o un satélite de 7 Tm a 300 Km de altura.
    El HOTOL tendría 62,8 m de altura, 7 m de diámetro, 250 Tm de peso y un empuje al partir de 321,43 Tm. Consumiría 200 Tm de aire líquido, LOX y LH en 3 motores RB545 durante un máximo de 12 min 10 seg.
    Posteriormente, hacia 1990, los británicos sopesaron utilizar como avión de despegue el soviético Antonov An-225 con una nave encima denominada Interim HOTOL, de 36,5 m de larga, 21,6 m de envergadura y 10 m de diámetro. Habría pesado 250 Tm también, pero llevaría casi 217 Tm de LOX y LH que habría quemado en 4 motores rusos 11D122 durante 2 min 2 seg proporcionando un empuje en el vacío de 800 Tm. El coste del sistema se estimó en los 110 millones de dólares. Del Antonov An-225 se hace referencia unos párrafos más adelante. El peso inicial del sistema habría sido de 850 Tm.
    Aun más tarde, en la siguiente década, los mismos británicos dieron nombre a un HOTOL en el Skylon, otro avión espacial, dotado de dos motores Sabre derivados del modelo RB-545 en los extremos de las alas en forma de delta. Los esbozos iniciales trazan con el Skylon una aeronave espacial de una masa de 275 Tm, de ellas 41 de peso en seco, 82 m de longitud, y unos 6,25 m de diámetro, siendo la envergadura en las alas de 25 m. El nuevo tipo de motor interesó a la ESA que decidió estudiarlo y desarrollarlo en principio. Los cálculos iniciales apuntaron a que el Skylon, construido en fibra de carbono, podría llevar 12 Tm de carga útil en un almacén de 12,3 m de longitud y 4,6 m de anchura, y funcionaría tras despegar hasta alcanzar Mach 5,5 (hasta unos 26 Km de altura) consumiendo el oxígeno del aire, para a continuación seguir ascendiendo hacia el espacio gastando ya comburente llevado en sus tanques. El regreso se haría aterrizando en una pista aérea normal. En 2009 se perfila una inversión de unos 10.000 millones de dólares para este proyecto, y entonces se piensa que el costo por misión podría no ser superior a los 10.000.000$, siendo viable en el plazo de unos 10 años...

    Los soviéticos, hacia 1974, al tiempo que pensaban ya en el futuro Buran, habían estudiado el sistema Albatros. Se hubiera tratado de una aeronave para situar sobre una fase y un acelerador. El sistema habría tenido una longitud de 91 m, un diámetro de 7 m en el cuerpo central, y un peso total de 3.570 Tm. La nave habría tenido 49 m de longitud, 25 de envergadura, 7 m de diámetro en el cuerpo central, y habría pesado 320 Tm, de ellas 82 Tm de peso en seco, pudiendo funcionar durante 4 min 30 seg con 4 motores.
    Hacia 1992 los mismos rusos se plantearon llevar a lomos del mismo Antonov An-225, el avión mayor del mundo, una nave de 18 a 20 Tm de peso, modelo a escala del Orbiter americano con un tanque adosado, para satelización de 5 o 6 Tm. El proyecto en realidad se venía estudiando desde 1982 bajo la denominación de Sistema aeroespacial de multifunción MAKS por parte de la empresa Energía. El sistema tendría un peso total de 866,4 Tm y su costo se estimó en 113 millones de dólares. El Antonov An-225 es un avión de 84 m de largo, 88,4 m de envergadura, con 18,1 m de diámetro en el cuerpo central, de 600 Tm de peso, de las que 384 Tm son de combustible keroseno, y que tiene autonomía de casi 1 hora para tal misión; lleva 6 motores Lotarev D18T de 4,5 Tm cada uno. Sobre tal avión iría la nave espacial y el tanque. Este último tendría una longitud de 32,1 m, un diámetro de 6,4 m, un peso de 248 Tm, de ellas 11 Tm de peso en seco, siendo los propulsantes llevados Keroseno, LOX y LH. La nave espacial misma sería de 19,3 m de larga, 12,5 m de envergadura, 3 m de diámetro, 18,4 Tm de peso y quemaría los propulsantes del citado tanque durante 7 min 20 seg proporcionando un empuje en el vacío de 369 Tm con sus dos motores de nuevo tipo RD-701. Los mismos quemarían primero Keroseno con LH y LOX, y luego solo LOX y LH.
    Desde marzo de 1986 hasta 1993, los soviéticos/rusos también estudiaron para el Tupolev 2000, como respuesta al proyecto americano del X-30, el sistema Experimental de Avión Aeroespacial para dotarlo de un motor Scramjet de LH con aire.
En el año 2000 los rusos aun seguían pensando en el proyecto a pesar de la falta de dinero para el mismo y la empresa Molniya replanteaba un abaratamiento recabando dinero extranjero. Entonces, la pretensión es llevar así cargas en órbita baja por un coste de 1.200 $/Kg, un tercio que el costo con el lanzador Proton. Su proyecto, dijo la empresa entonces, sería realizable en 6 años.

    En Francia, la Aerospatiale y otra empresa también estudiaron en 1984 y 1987 otros modelos de impulsores reutilizables de estas características mixtas de reactor aéreo y cohete.
     Basado en estos modelos, se proyecta llevar gente al espacio, a astronautas trabajadores de fábricas espaciales, a investigadores a bases orbitales, etc.
    Francia también estudió su avión espacial principios de los 90, luego de que en 1989 sus expertos calcularan las posibilidades del mismo como futuro avión comercial. Se proyectó un plan de 5 años y se le dotó de un presupuesto de 500 millones de francos, unos 10.000 millones de pesetas del momento. Según los franceses, el problema estaba en conseguir un motor de eficacia más que en el dibujo aerodinámico del avión. La combinación de cohete con turbo y estatorreactor, se observa como la más viable. La más optimista previsión apunta a la operatividad comercial de tal tipo de avión, si se iniciaba entonces el desarrollo, para el año 2.020 cuanto menos.
    A principios del Siglo XXI, bajo los auspicios de la compañía Astrium, en 2001 se estudiaba el proyecto entonces denominado Ariane 5 Plus para hacer llegar hasta 12 Tm a una carga útil a una órbita geoestacionaria, sin apenas aumentar costes. El sistema pensado, denominado HOPPER, es una lanzadera de despegue horizontal capaz de llevar 7,5 Tm a 130 Km de altura, punto en el que una fase última eleva la carga útil hacia su destino. El HOPPER retorna para aterrizar y es vuelto a reutilizar. Pensado en 2001 poner a punto para 2015, se basa en el proyecto Phoenix.
    Hasta la India diseñaba en 2001 un avión espacial que sería denominado Avatar con fines inicial y principalmente militares. Su peso calculado sería de 25 Tm y debía utilizar cohetes de LOX y LH a partir de los 10 Km de altitud tras un vuelo de 1 h; el LOX a utilizar luego lo acumularía en tal tiempo. La carga útil sería de 1 Tm. Se esperaba entonces, si la aportación internacional lo permitiera, un desarrollo previo con un modelo a 1/3 de escala del final.

    Casi todos estos modelos proyectados, o al menos gran número de ellos, utilizarían el sistema SCRAMJET, o motor térmico de combustión supersónica; en el RamJet el aire inyectado es comprimido por la propia velocidad del ingenio, aunque el sistema tradicional necesita de una turbina para el arranque. El impulso final para acceder a una órbita siempre lo proporcionaría añadidamente un cohete.
    Este nuevo concepto de motores llevó a la NASA en diciembre de 2001 a contratar el desarrollo de un modelo llamado RBC3, dentro del programa ISTAR, esperando que estuviera disponible en 2006 con destino a futuros ingenios que pudieran volar a Mach 10 con fines indirectamente espaciales.

                -
ECOSISTEMAS ESPACIALES

    En cuanto a cuestiones paralelas al vuelo sideral futuro, aparece entre otras la de la comida y el reciclaje de deshechos. La NASA ha estudiado incluso la posibilidad de aprovechar las heces humanas y los plásticos para, mediante procesos pirolíticos, obtener benceno, tolueno y otros compuestos susceptibles de ser usados como combustibles y materias primas para fabricar plásticos y gomas.
    En este campo entran en juego las investigaciones de entes autótrofos, es decir, aquellos que puedan transformar en materia orgánica la inorgánica con ayuda de alguna fuente de energía (fotosíntesis).
    Lo ideal es el entorno cerrado, o ecosistema. En estaciones lunares o marcianas, la gravedad, aunque débil, es más factible. En la microgravedad resulta un tanto más engorroso, sobre todo para el crecimiento de determinadas especies vegetales, el proceso de los cultivos. Los estudios sobre la alimentación para los vuelos futuros, sea a la Luna o Marte, sin embargo, ya se han venido realizando en distintos órdenes. En 1997 en la Universidad de Cornell se experimentaba el cultivo de hasta 30 especies con la intención de producir un centenar de platos culinarios. Los estudios incluían el análisis nutricional, económico, gastronómico, etc., y entre las especies consideradas se cuentan la alfalfa, la lechuga, el trigo, patatas, soja, arroz y cacahuetes. En 2010 se daba a conocer un estudio que apuntaba como buen candidato para el espacio el cultivo la fresa de la variedad Seascape por su buena producción con bajos períodos de luz diurna. Se calcula entonces la consecución con ayuda de microorganismos de aceites con paja de trigo, edulcorantes con almidón de trigo y patata, etc.
    Pruebas preliminares (Universidad de Wageningen, Holanda) de cultivo en terrenos lunares y marcianos simulados geoquímicamente de rábanos, guisantes, centeno y tomates, apuntan resultados viables; siempre con abono de materia orgánica, tales terrenos no parecen resultar un peligro en la absorción por tales vegetales de metales pesados como el plomo, el cadmio, el hierro, el cromo y el cobre, siendo sus niveles parecidos a los terrestres.
    Otros alimentos, se piensa entonces, han de ser llevados directamente de la Tierra, como grasas, productos lácteos, condimentos, chocolates, etc. Un experimento realizado en un hábitat cerrado durante 15 días indicó que 11 m^2 de plantación de trigo daban oxígeno suficiente para respirar un hombre y absorbían el anhídrido carbónico producido por el mismo; un ciclo perfecto. Un ensayo similar posterior permitió a 4 personas subsistir 91 días e incluso aprovechar parte del trigo para hacer pan.
    En cuanto a disponer de seres animales la cosa puede quedar ya un poco más lejos. Pero ya se han estudiado algunas especies, como la codorniz. El interés por la crianza de especies animales, o en este caso avícolas como la codorniz, está no solo por el aprovechamiento cárnico –en desventaja respecto a otras especies- sino en las circunstancias de que pone muchos huevos (en torno a una media de 275 al año con lo que supera proporcionalmente a las gallinas en 30 veces) y los mismos son comparativamente con los de gallina de notablemente mayor contenido en vitaminas A, B1 y B2 (entre 150 y 280%), y minerales como el hierro y potasio (4 veces más). Además, los huevos de codorniz son muy impermeables a bacterias y virus (son muy utilizados para vacunas) y de más fácil conservación. Por todo ello, es un aspirante claro a cultivar en las futuras granjas siderales.
    En Europa, la ESA, con la colaboración de universidades de Guelph, Clermont Ferrand, Autónoma de Barcelona y Ghent, respectivamente de Canadá, Francia, España y Bélgica, estableció el proyecto MELISSA (alternativa de soporte microecológico a la vida) para el uso de residuos orgánicos de los vuelos (excrementos, orina, restos alimenticios) para generar procesos biológicos para abonar algas comestibles. El sistema plantea el uso de 5 contenedores enlazados, de los que 3 primeros se utilizarían para los procesos de descomposición y fermentación, el cuarto para el cultivo de vegetales productores de oxígeno y alimentos, y el quinto sería la propia área habitable de la nave. En este caso, el reciclaje ecológico de los residuos tiene su objetivo en los futuros vuelos tripulados y se basa en la transformación de los mismos por bacterias hacia la producción de menores moléculas orgánicas, ácidos grasos volátiles y CO2. El alga en cuestión es la spirulina platensis, que además de ser comestible produce oxígeno; tiene un 65 % de su peso en proteínas y posee una de las más altas concentraciones de vitaminas A, E, B1 y B12, con solo un 6 % de grasas (y un 0,013 de colesterol). Sin embargo, tal alga tiene un sabor poco gastronómico, pero admite su tratamiento químico para quitarle, por ejemplo, la clorofila y bien se le puede añadir también algún compuesto aromático.
    Precisamente la citada alga spirulina, junto a la cebolla, la patata, el trigo, el arroz, el tomate, la soja, la espinaca y la lechuga, fueron los productos básicos elegidos en 2005 por la ESA para que, en un estudio de la futura alimentación encargado por tal agencia a 11 chefs franceses de la escuela de gastronomía de Alain Ducasse, sirvieran de base al diseño de menús siderales a incluir en vuelos espaciales de larga duración. Tales comidas pretenden tener un equilibrio alimentario y que sus productos sean cultivables tanto en naves espaciales como en invernaderos en las superficies planetarias como Marte.
    Otra alga sometida a intenso estudio y consideración para aplicaciones espaciales es la Chlorella pyrenoidosa, que contiene proteínas (50 %), grasas (20 %), vitaminas y minerales (10 %), así como carbohidratos (15 %). También aporta oxígeno a razón del suficiente para una persona al día por cada solo 2,5 Kg de peso de algas, según algunos. Pero ninguna de ellas, como es natural, puede servir en exclusiva para mantener un sistema cerrado con las necesidades humanas. De modo que solo sirven como complemento. La necesidad de tal alga, calculada para la subsistencia de un hombre, es de unos 50 Kg, pero la misma necesita luz constante y bastante espacio para su colocación. El poder de fotosíntesis de las chlorellas es muy elevado. Su sabor no es muy agradable, pero también podría ser utilizada en un ciclo para alimentación animal que proporcionaría indirectamente al hombre carne, huevos y leche, si bien la implicación de estos seres supone una complejidad muy grande, enorme, en el espacio o incluso en una base en cualquier cuerpo del Sistema Solar.
    En general, las algas son plantas acuáticas con gran capacidad de adaptación y altamente nutritivas, de muy fácil crecimiento y multiplicación. Por ello están el punto de mira de los posibles ecosistemas espaciales. Además, son uno de los seres vivos con más alta capacidad para absorber dióxido de carbono, utilizad que se presenta como posible para un uso masivo en la reducción del calentamiento atmosférico en el efecto invernadero.
    En los ensayos ya realizados para crear invernaderos espaciales, los especialistas se han percatado de la necesidad de dotar a los mismos de eliminadores del etileno liberado por los vegetales; tal compuesto hace que las plantas maduren más rápidamente. La forma de eliminación es con el uso del colorante inocuo dióxido de titanio con luz UV, siendo los subproductos los asimilables agua y dióxido de carbono.
    Otra posibilidad es llevar al cosmos una serie de vegetales o plantas manipuladas genéticamente, de forma que su adaptación a las condiciones del vuelo sideral sea perfecta, y permitan encajar en la cadena alimentaria artificial humana en el cosmos. Los americanos ya han empezado a trabajar en ello.
    A partir de 2014 la Universidad de Florida estudia para la NASA diseños de sistemas que permitan reciclar residuos alimenticios y humanos, tal como heces y excrementos, en lo que han denominado digestor anaeróbico. Como producto obtenido, el metano es aprovechable como propulsante. También se obtiene agua no potable. Los estudios iniciales apuntan a que es posible lograr diariamente, en un proceso de un ciclo que dura una semana, 290 litros de metano. Tal proceso elimina los elementos patógenos de las heces, permite la descomposición de la materia orgánica generando gas metano con dióxido de carbono. Además, en un año se producen también unos 750 litros de agua que aunque es no potable puede ser descompuesta por la electrólisis en oxígeno e hidrógeno.

               -
OTROS

    Como instrumentos y medios a utilizar en el cosmos por el hombre también se han diseñado una interminable y variopinta fila de aparatos. Desde una especie de motos, siempre de propulsión a gas comprimido, hasta cabinas presurizadas de trabajo, como las de la película 2001, pero más simples.
    Entre el instrumental que en el futuro será utilizado en el espacio, al margen de los futuros inventos, por supuesto, están los dispositivos que actualmente están ya en pruebas o en sus principios, como todo tipo de robótica. Así por ejemplo, en el espacio serán de gran utilidad las llamadas impresoras 3D o de fabricación de dispositivos en tres dimensiones. Podrán construirse en el espacio piezas o sistemas averiados, o fabricarlas nuevas en una emergencia o necesidad. Se abre un gran abanico de posibilidades. 
    Un tipo particular de este tipo de impresoras es la de alimentos que, sobre todo para vuelos de larga duración, podrá facilitar a las tripulaciones variedad en las comidas para que las mismas no resulten monótonas y repetitivas. Este tipo de dispositivo existe ya en 2013, pero su costo resulta entonces prohibitivo. La NASA adjudicó 125.000$ a la empresa Anjan Contractor para el desarrollo durante 6 meses de tal aparato con vistas a su uso sideral. La previsión apunta a que los cartuchos de las sustancias-base (en polvo) para tal impresora de alimentos tengan una vida útil de cerca de 30 años.
    En cualquier caso la imaginación es muy barata y lo costoso es desarrollarla y hacerla realidad.
  El traje espacial, por ejemplo, evolucionará hacia la confección con materiales inteligentes o computerizados y la dotación en el mismo de pantallas y microordenadores, especialmente sobre el casco. Ya para la ISS se estudió en el proyecto WearSAT un sistema computerizado para los trajes, con posibilidad de transmisión de datos e imágenes, etc.

            -
EL SOÑADO VUELO TRIPULADO A MARTE

    La idea del vuelo tripulado a Marte es casi de la misma antigüedad que la lunar y corre pareja al desarrollo de la astronáutica. Conscientes de las limitaciones, las agencias espaciales americanas y rusas, únicas que en teoría podrían en algún momento haberse embarcado en la aventura tripulada marciana, nunca pasaron de los primeros y simples esbozos. El carpetazo siempre lo dan los números finales de los presupuestos. Y eso que las encuestas dan un mayor interés por Marte en los proyectos espaciales que cualquier otro cuerpo o destino espacial; una encuesta de la Sociedad Planetaria a principios del Siglo XXI con 54.000 entrevistas apuntó el interés prioritario de Marte en el rotundo 91 % de las mismas.
    Uno de los primeros proyectos fue el de Von Braun (Das Marsproject) que comprendía 10 vuelos tripulados, llevando 70 personas, con un total de 600 Tm de carga útil; el proyecto data de finales de los años 40. De tales naves 3 debieron ser de carga y todas partían de una órbita terrestre y debían llegar, tras 259 días de vuelo, a una órbita al rededor de Marte desde donde una nave alada y de planeo descendería al suelo marciano dotada de esquíes para deslizarse sobre el hielo de un polo, en singular aterrizaje. Debía llevar tal nave un tractor oruga de exploración. Tras una exploración de 450 días, las tripulaciones regresarían a la Tierra en otros 259 días de vuelo. El vuelo hubiera durado en total casi 3 años.
    Los soviéticos también diseñaron en los años 50 y 60 su propio vuelo tripulado a Marte en el llamado proyecto Aelita con una cosmonave de 1.630 Tm y una nave propiamente dicha de 15 Tm. La misión hubiera debido ser de 2,5 años y a desarrollar en los años 70. Aunque naturalmente no fue desarrollado, se llegaron a estudiar sistemas propulsores y conversores de energía. El cohete hubiera sido uno derivado del N-1. Las intenciones del proyecto cesaron en los años 60, dado que la envergadura del mismo, y también los fracasos del N-1, no dejaron otra alterativa a los soviéticos. Hubo no obstante un último plan Aelita tras la muerte de Korolev por parte de Mishin en 1969, también con el pensamiento puesto en el cohete N-1; la nave tripulada hubiera estado basada en la Soyuz del momento. Se llegaron a realizar pruebas menores de materiales y algunos sistemas y componentes, pero el desarrollo del proyecto no fue viable. Incluso en la década de los 80 los soviéticos siguieron haciendo estudios para un viaje tripulado a Marte, lo que apunta a que, si bien no se han dado en el siglo XX las condiciones viables económicas para el mismo, nunca se cesó en la intención.
    Posteriormente los soviéticos también proyectaron otras naves tripuladas con Marte como destino. A finales de los 90 estimaban que la tripulación ideal para el vuelo eran 6 personas, entre ellas un médico. El vuelo duraría de 18 meses y el proyecto establece una previsión de uso de sistemas de reciclaje de agua (con orina, agua de lavado personal, condensación, etc.); las necesidades diarias por persona se estimaron en 2,5 Kg de agua para beber, 4,85 Kg de agua para otros usos, así como de 1,75 Kg de comida y 0,96 Kg de oxígeno. La estancia en Marte sería de 2 meses, quedando 3 tripulantes en órbita del planeta y descendiendo los otros 3.
    Para un vuelo de dos años a Marte, con una tripulación de tal media docena de personas, los americanos han calculado (2004) que se generarían un total de unas 6 Tm de basura o desperdicios sólidos orgánicos, principalmente heces. Su reciclaje o aprovechamiento para la generación de subproductos es cuestión pues a tener en cuenta. Se pueden utilizar no solo como fertilizantes en minihuertos a llevar en la nave, aparte del reciclaje del agua, sino que además se ha abierto incluso la posibilidad de que puedan producir electricidad. A este respecto, las bacterias geobacteraceae pueden generar, alimentándose de la materia orgánica, electrones que se pueden encauzar en un flujo para producir tal energía; en 2004 se realizan esperanzadores experimentos al respecto utilizando membranas electrolíticas entre un ánodo y un cátodo, formando una especie de célula de combustible.

    Los americanos, en paralelo al proyecto Apollo, diseñaron un posible viaje a Marte para los años 80 y contemplaban el empleo de dos astronave paralelas que llevarían un total de 6 personas y con un sistema de fisión atómica de propulsión principal. Entonces, en los años 60 se llegan a desarrollar sistemas pensados para el proyecto y se creó así el propulsor NERVA que, si bien no en exclusiva, fue ideado con la vista puesta en Marte, aunque no tuvo continuidad.
    Tras el recorte del presupuesto al final del programa Apollo, durante los años 70, la realidad económica devolvió el proyecto de viaje marciano a dormir en cajones.
    La NASA hizo a finales de los 80 un presupuesto para el viaje tripulado a Marte hacia el año 2019, idea que lanzó con cierta oficialidad el entonces Presidente Bush en julio de 1989, y les salió la cifra de 300.000 o 350.000 millones de dólares; cifra aun más alta se citó en los 500.000 millones de dólares. Naturalmente aquí acabaría la intención del Presidente, pero luego el Administrador de la NASA optó por ajustar el programa a una opción más barata, por menos ambiciosa y aprovechadora de los recursos del propio Marte. La nueva cifra eran solo 20.000 o 25.000 millones de dólares, pero habría que extraer del propio Marte gran parte del propulsante y oxígeno para respirar. Esto implica llevar pequeñas factorías automáticas de transformación y fabricación.
    En 1996, el entonces Presidente Clinton anunció la expresa renuncia al plan de vuelo tripulado a Marte fijado por Bush. Aunque no se perdía el horizonte de Marte, se bajaba la vista. Los recortados presupuestos, las preferencias hacia otros programas siderales, imponían la vía a seguir.
    Hacia 1997, los planes de la NASA para el viaje a Marte tenían una cifra presupuestaria del orden de los 40 a 50.000 millones de dólares como mínimo, y hasta 100.000 millones en dependencia de las variantes elegidas. La opción de aprovechar los recursos marcianos se mantenía para rebajar los costes. Las circunstancias concretas las da el momento elegido para el vuelo. El aprovechamiento de la órbita del planeta, en su máximo acercamiento al nuestro, y el momento más favorable del clima allí (el verano marciano), son puntos a considerar en la duración del vuelo. Un viaje típico podría ser unos 300 días de ida, 1 año y 5 meses de estancia, y unos 270 días para el regreso.
    En cualquier caso, el tiempo de duración del vuelo por la condición de microgravedad o baja gravedad es uno de los inconvenientes mayores del vuelo por la incidencia que este factor tiene en el cuerpo humano. Se puede imaginar la llegada de unas personas tras tanto tiempo en la microgravedad a tratar de trabajar en bajo la gravedad marciana, que aun siendo más baja que la terrestre es un lastre para la recuperación física tras tan largo viaje. Incluso prescindiendo de este factor, el parámetro tiempo sigue siendo considerable en otros sentidos. La continua y obligada convivencia de una tripulación en tal tiempo puede ser una fuente de problemas. El mantenimiento de los medios de sustento humanos ante un periodo tal plantean el problema de abastecimiento que es común a cualquier vuelo espacial de larga duración, sea orbital, lunar o marciano. El sistema ideal es el propio terrestre de reciclaje en un ecosistema vegetal cerrado. De tal modo, el hombre puede obtener alimento y oxígeno de plantas que a su vez recibirían el abono de los desechos humanos. Pero reproducir el ciclo en el espacio es algo más complejo que lo que la teoría y las apariencias ofrecen. La limitación a ciclos vegetales no impediría que la alimentación fuera completa, pues se podrían llevar también carne congelada y otros productos.
    A este respecto, y haciendo un inciso, se han llevado a cabo diversas pruebas con la vista puesta en Marte, aunque también en la ISS, entonces en ciernes, y la futura base lunar. Así, a partir de octubre de 1997, en una cámara autoabastecida de todo en el centro Johnson de la NASA en Houston, se encerraron durante 3 meses 2 hombres y 2 mujeres (Nigel Packham, John Lewis, Vickie Kloeris y Laura Supra; el primero es el comandante) para probar diversos sistemas de reciclaje atmosférico y de agua; tenían trigo que aportaban el 25 % del oxígeno y les servía para hacer pan. Además del aspecto fisiológico, se evaluó también el factor psicológico.
    De modo parecido, anteriormente, se realizaron al margen de entidad espacial alguna, pero de aplicación al respecto, los proyectos Biosfera 1 y 2, con una envergadura mayor, para estudios de ecosistemas, biológicos y también sociológicos. Participaron en el Biosfera 2, en 1990, a 40 Km de Tucson, en Arizona, 8 personas de Estados Unidos (5), Gran Bretaña (2) y Bélgica, de edades entre 27 y 67 años, todos solteros; no tenían condición límite para sus posibles relaciones, pero si el compromiso de que ninguna de las mujeres quedara embarazada. Se encerraron para estar 2 años en un ambiente de 7 ecosistemas terrestres distintos, cerrados aquí en cúpulas (la más alta era de 30 m) sobre 3 hectáreas (1,23 en Biosfera 1), con un pequeño desierto, una sabana, un pequeño bosque tropical, una marisma, un pantano, una zona de agricultura y una zona habitada, con miles de plantas y animales enanos; había en concreto 140 tipos de cultivos distintos, 3 cabras, 30 aves, así como colibríes, 250 especies de insectos, etc; en total había 3.800 especies de todo el planeta. Se dispusieron 60 tanques de agua y unas 30 especies de algas destinadas a la purificación del agua de mar. En total se usaron 200.000 m^3 de agua de mar y 760.000 litros de agua potable; la capacidad atmosférica era de 140.000 m^3. El brazo de mar disponible tenía 7 m de profundidad y un sistema mecánico para generar olas y mareas. Para el control de la presión, 2 grandes cámaras regulaban el volumen de aire en el interior para evitar grandes diferencias con la presión exterior y así impedir la rotura de la hermeticidad. En el estudio intervienen 30 científicos de varios países y el objetivo era estudiar el comportamiento humano y el funcionamiento de los microsistemas. Las 8 personas, que debían autoabastecerse agropecuariamente del medio para vivir allí, no tenían más contacto con el exterior que el teléfono, radio y el ordenador; la zona habitada contó con laboratorios, oficinas y biblioteca, además de apartamentos o viviendas. El proyecto fue financiado por el multimillonario tejano Edwards Perry Bass y costó 30 millones de dólares y 4 años de trabajo de construcción, pero en 1994 el valor de todas las instalaciones alcanzaba los 150 millones. Había 2.500 sensores de temperatura, humedad, etc, conectados a un sistema de control informatizado dotado de válvulas y bombas reguladoras. El resultado al final de la experiencia, en cuanto al estado físico de los encerrados, fue que adelgazaron bastante (un promedio de un 16 %), consiguieron solo malas cosechas, les faltó oxígeno (bajó un 28 % por pérdida no bien aclarada, quizá por absorción del terreno); pero el factor convivencia había sido el más conflictivo y el experimento concluyó 7 meses antes de lo previsto. También hubo diversas críticas y acusaciones de falta de verdadero aislamiento (principios de 1992). Por lo demás, el complejo sirvió de atracción turística, contando con restaurante y todo, siendo el lugar más visitado de Arizona tras el Gran Cañón; tuvo en total 450.000 visitantes que pagaron 1.700 pesetas de entrada.
    En marzo de 1994 el proyecto Biosfera 2 recibió la segunda tripulación de ocupantes, entonces de edades entre 22 y 39 años, fue programada para 10,5 meses de estancia. Un intento de sabotaje en abril de 1994 hizo que se rompiera la hermeticidad del recinto y que 2 de los participantes en el anterior proyecto fueran sospechosos en el caso.
    Los japoneses también anunciaban a principios de 1992 su intención de realizar un proyecto parecido al Biosfera al norte del país, al lado de la localidad de Rokkasso.
    Otro experimento, diferente pero tendente a comprobar un ecosistema de oxígeno vegetal-humano, se realizó para la NASA en el verano de 1995 en Houston. Así, un científico británico contratado por la Lockheed Martin fue aislado herméticamente en un habitáculo de 9 m^2 en el que había además un teléfono, ordenador, televisión, video y una bicicleta estática, para ver si la abundancia de oxígeno generado por 30.000 plantas de trigo, y la absorción del CO2 humano, servía al hombre para respirar durante 15 días; las plantas estaban colocadas en otra habitación hermética de 11 m^2, en la que había 64 bombillas para dar luz a las mismas. El resultado fue satisfactorio puesto que sobraron plantas: a ellas les faltó CO2 y al hombre le sobró oxígeno.
    Por entonces, la NASA tenía proyectadas otras pruebas similares en sistemas de reciclaje, aunque una sin plantas y con 4 personas durante 15 días, y otra con 4 personas durante 2 meses con regeneración de oxígeno con plantas y agua. Otra prueba proyectada trataba de hacer vivir durante 1 año a 4 personas en una cámara de 5 módulos con un sistema totalmente autosuficiente en alimentación.
    En 2001, la Mars Society habilitó en la isla Devon, sobre los 75º de latitud norte, en el ártico del Canadá, un habitáculo cilíndrico, de 8,5 m de diámetro, sometido a las condiciones de Marte, en simulación de una misión en tal planeta. El clima es allí frío y seco, en desierto, y el habitáculo se hizo para ser ocupado por 6 personas que simulan en el lugar actividades como las que harían astronautas en Marte, tal como experimentos y actividades cotidianas de mantenimiento; incluso se sostuvieron comunicaciones con un presunto centro de control con una ralentización de 20 min (tiempo que tardarían las señales entre Marte y la Tierra). Las tripulaciones se sustituyeron cada 10 días.
    En 2002, bajo patrocinio de la NASA, la Universidad de Purdue creó el centro llamado Specialized Center of Research and Training for Advanced Life Support, o sea, centro especializado en investigación y entrenamiento para equipo de supervivencia –soporte vital- avanzado. En el mismo se investigan las tecnologías y equipos que permitan en el futuro la adaptación, el reciclaje, etc., para subsistir las colonias humanas en superficies y atmósferas de planetas como Marte y otros sitios hostiles del Sistema Solar. Para ello se crean sistemas cerrados regeneradores y autoabastecidos que permitan obtener cosechas propias, aportar oxígeno, etc. Tal universidad ya se venía dedicando en parte a actividades relacionadas con estos campos, desarrollando por ejemplo un biorreactor para la descomposición de residuos sólidos con bacterias.
    A mediados de 2003, con la colaboración de la NOAA, el Centro Nacional de Investigación Submarina y la Universidad de Carolina del Norte en Wilmington, la NASA desarrollaba, también con la vista puesta en estudios de comportamiento de tripulaciones en espacios cerrados cara a un posible vuelo a Marte, el programa NEEMO. Consistió tal programa en una especie de base submarina a 19 m de profundidad a unos 5 Km frente a Key Largo, en Florida, (la Aquarius Underwater Research Facility), con participación incluso de algún astronauta para comparar su experiencia espacial con una subacuática. Tal base es similar a una estación orbital mínima tipo Salyut o equivalente al módulo Zvezda de la ISS y contó con una especie de centro de control en tierra. Tal base mide 13 m de longitud y 3 m de diámetro.
    Entre el 3 y el 20 de abril de 2006, la experiencia NEEMO se repitió con 4 personas (los americanos Nicole Stott, Ron Garan y Tim Broderick, y el canadiense Dave Williams; Tim es médico y el resto astronautas) y se realizarían todo de tipo de actividades “espaciales” simuladas. Y entre el 22 y 28 de julio siguiente se volvió a realizar la experiencia (NEEMO 10), participando esta vez el astronauta nipón K. Wakata junto a Andrew Feustel. Karen Nyberg y Karen Kohanowich; esta última es oceanógrafa.
    Nuevamente en 2007, entre el 7 y el 18 de mayo, se realizó tal experiencia, denominada entonces NEEMO 12. Participaron dos astronautas, Stefanyshyn-Piper y Hernández, el médico Tim Broderick, y el cirujano de la NASA Josef Schmid.
    La NEEMO 13 se proyectó para llevar a cabo en el Aquarius entre el 6 y el 15 de agosto del mismo 2007. Participan 2 astronautas y un ingeniero de la NASA, y un japonés de la JAXA (respectivamente: Nicholas Patrick, Richard Arnold, Christopher Gerty y Satoshi Furukawa).
    La NEEMO 14 se inició el 10 de mayo de 2010 para durar dos semanas y participan en ella los astronautas Christopher Hadfield (número 337) y Thomas Marshburn  (número 498), así como por Andrew Abercromby y Steve Chappell.
    La NEEMO 15 se realiza del 20 al 26 de octubre de 2011 y participan en la misma de nuevo astronautas y aspirantes (Shannon Walker, Takuya Onishi, David Saint-Jacques y Steve Squyres).
     La NEEMO 16 se llevó a cabo durante 12 días en junio de 2012, igualmente en el laboratorio submarino Aquarius de Florida, participando 4 personas, simulando en esta ocasión procedimientos ante un hipotético vuelo a un asteroide. Participan la astronauta Dorothy Metcalf-Lindenburger, como comandante, el británico de la ESA Tim Peak, el japonés de la JAXA Kimiya Yui, y el astrónomo Steve Squyres de nuevo.
    NEEMO 17 tiene lugar entre el 9 y el 13 de septiembre de 2013 participando los astronautas Joseph M. Acaba, como comandante, Kate Rubins, Andreas Mogensen, Soichi Noguchi y Thomas Pesquet.
     NEEMO 18 se realiza entre el 21 y el 29 de julio de 2014. La tripulación es: Akihiko Hoshide (comandante), Jeanette J. Epps, Mark T. Vande Hei y Thomas Pesquet.
    NEEMO 19 se desarrolla en el mismo 2014, entre el 7 y el 13 de septiembre con la tripulación siguiente: Randolph Bresnik (comandante), Andreas Mogensen, Jeremy Hansen y Hervé Stevenin.
    NEEMO 20 se efectúa entre el 20 de julio y el 2 de agosto de 2015 con la siguiente tripulación: Luca Parmitano (comandante), Serena M. Auñón, David Coan y Norishige Kanai.
    NEEMO 21 se lleva a término entre el 21 de julio y el 5 de agosto de 2016 con la participación directa submarina de Reid Wiseman (comandante), Megan McArthur, Marc O Griofa, Matthias Maurer, Noel Du Toit y Dawn Kernagis.

    Otro tipo de simulaciones relacionadas con una misión marciana se realizan sobre superficies hostiles como desiertos y glaciares. En estos últimos se enmarca la llamada AMADEE-15, realizada en agosto de 2015 sobre el glaciar Kaunertal del Tirol austriaco para probar equipos y trajes de astronauta durante 10 días; el traje probado es denominado Aouda, pesa 45 Kg y se confeccionó pensado para trabajar en Marte. Participan dos hombres con tales medios e intervienen científicos y técnicos de 19 naciones en total con actividades que abarcan además de ingeniería, la geología y la astrobiología. Además del traje, se prueba un radar, un láser, una ducha y una impresora 3D, entre otras cosas. Otra simulación de los austríacos se realizó en 2013 en el desierto marroquí.

    Por su parte, los soviéticos en su momento y mucho primero, ya entre 1967 y 1968, y luego entre noviembre de 1984 y noviembre de 1985, hicieron pruebas parecidas. Con su Bios 3 (1984-1985), un sistema biológico cerrado, ensayaron entre otras cosas el aislamiento; sembraron, cultivaron y recolectaron trigo, llegando a fabricar pan con su harina. A cada miembro de este equipo se le habían asignado 26 m^2 de plantación, considerado lo suficiente para abastecer su alimentación. El 9 de agosto del año siguiente, se inició otra prueba prevista para durar 1 año en continuación de la anterior. Se simuló un vuelo sideral con todos sus detalles, excepto la microgravedad. Se pretendía sobre todo para observar las condiciones de alimentación y convivencia de los “tripulantes”. Las pruebas tuvieron lugar cerca de Moscú, en la Ciudad de las Estrellas.
    A partir de 1990 se realizó otro experimento Bios 3 en Krasnoyarks, Siberia, en un edificio de 300 m^2 dividido en 4 compartimentos. Se estudiaron los ciclos del oxígeno, agua, algunos vegetales, etc. Una de las pruebas, según los rusos, indicó que con 15 m^2 de plantación de trigo era suficiente para el mantenimiento de una persona de forma continua. En 1992 se llevaban realizados 10 experimentos de distinta duración en tiempo, de entre ½ mes y 6 meses.
    En 1998, los rusos anunciaron un experimento similar llamado proyecto SFINCSS-99 para iniciar en junio de 1999 y con duración de 8 meses. En el mismo se aislarían en principio 70 personas de ambos sexos y su permanencia sería en un simulador de la estación orbital internacional, al lado de Moscú. Al final el programa real encerró para una prueba de 240 días entre el 2 de julio de tal 1999 y el 14 de abril de 2000 a una hipotética tripulación internacional: un ruso, un francés de la ESA, un alemán, un canadiense, un austriaco y un japonés.
    Los rusos, pese a sus graves problemas económicos, en la década de los 90 seguían estudiando los problemas de un viaje a Marte. Entre los puntos a resolver estaba algo tan cotidiano como el de la ropa interior. Los estudios sobre su biodegradación se realizaron por Viacheslav Ilyin del Instituto de Problemas Biomédicos de Moscú. La previsión rusa apuntaba su confección a base de algodón y papel para que, una vez sucia, su tratamiento con bacterias pudiera generar gas metano aprovechable para la propulsión.

    A principios de 2004, con motivo del inicio del año electoral, el Presidente Bush anunció el vuelo tripulado a Marte y una base lunar tripulada. Pero solo eran propósitos a largo plazo y, de nuevo, posiblemente, sin la efectiva trascendencia respecto al vuelo a Marte porque el proyecto es algo más complejo por cuestiones económicas, de colaboración internacional y de implicación de las administraciones venideras del propio país.
    Al tiempo del anuncio del Presidente americano Bush de sus planes de vuelos lunares y marcianos tripulados, los rusos presentaban un plan de simulación de un viaje a Marte de 6 personas. Las mismas se debían encerrar en módulos de entrenamiento autoabastecidos, de 400 m^2, durante 17 meses, tiempo en el que debían imitar muchas de las condiciones del vuelo a Marte, incluidas posibles averías y emergencias.
    A la vez, en abril de tal 2004, los rusos de la empresa Energía se atrevieron a aventurar que el vuelo a Marte, para ellos, solo precisaba de los fondos necesarios, unos 20.000 millones de dólares, puesto que tecnológicamente se sentían aptos para la misión, incluso en el aspecto médico por los efectos negativos de la microgravedad en la tripulación. La misma, que veían viable en todos los sentidos, precisaba sin embargo de tal envergadura económica que estaba completamente fuera de sus posibilidades; y ello sin entrar a juzgar si su tecnología –a pesar que lo que aseguraban- tampoco estaba del todo a punto. Tal vuelo se planificaba con una duración total de entre 440 y 500 días terrestres con una tripulación de 6 personas. La astronave, posiblemente con impulsores nucleares, necesaria sería montada por ensamblaje en órbita terrestre con varios módulos (10 como máximo). El plan prevé la inserción en órbita sobre Marte de una parte de la nave y el descenso al suelo del planeta de la otra parte, algo similar a los vuelos Apollo lunares.
    Por entonces, otros rusos, que no los de la propia Agencia Espacial del país, pero mucho más “optimistas”, pensaban que el viaje (no exactamente el anterior, pero sí un viaje a Marte) podría hacerse por menos de 5.000 millones de dólares y pensaban en financiarlo con show de televisión y una empresa privada. En fin, un plan de pura publicidad, nunca mejor dicho, y solo eso.

    Entre julio y diciembre de 2006, también los rusos, hacían inscripción de voluntarios para elegir a 6 personas para el llamado programa Marte 500, o
Mars500, en el que se quería simular un vuelo marciano de 520 días (con posibilidad de extensión hasta los 700) de duración, repartidos en 250 días de “vuelo”, 30 de “estancia en Marte” y 240 de “vuelo de regreso”; los candidatos, que podían ser de otros países, debían tener edades entre 25 y 50 años, estudios superiores, especialmente de ingeniería, medicina, informática y biología, y hablar ruso e inglés con conocimientos técnicos. La Academia de Ciencias había iniciado el proyecto a principios de 2004 y la simulación debía iniciarse a finales de 2007, colaboran también la ESA y los americanos. Tal media docena de personas debían residir en un simulador del vuelo marciano de 550 m^2 repartidos en 5 segmentos, superficie que luego se rebajó a 200 m^2. Se calculó que para este “viaje” estático se necesitaban 5 Tm de comida y 3 Tm de agua. En el curso del “vuelo” se reproducirían toda clase de eventos posibles,  tal como averías, emergencias, reparaciones, tardanza en las comunicaciones, etc. Las comunicaciones con el hipotético centro de control se ralentizaron también con intervalos de unos 20 min en simulación de la tardanza debida a la distancia. En el verano de 2007 se informó que se había presentado para el experimento unos 5.600 voluntarios de 28 nacionalidades. En marzo de 2008 se seleccionaron 40 personas de las que habría que sacar a su vez 8 candidatos que resultarían finalmente elegidos en noviembre siguiente; y fueron 3 franceses, 2 alemanes, 1 sueco, 1 danés y 1 belga, todos varones. Los 4 titulares finales fueron los franceses Cyrille Fournier, Cedric Mabilotte y Arc'hanmael Gaillard, y el alemán Oliver Knickel (11 de diciembre).
    Como paso previo, en abril de 2008 se encerraron durante 2 semanas 4 personas rusas en un módulo cuyo aire fue regulado en una mezcla experimental de oxígeno, nitrógeno y argón. El 31 de marzo de 2009, una tripulación de 6 personas (4 rusos: Oleg Artemyez, Alexei Shpakov, Sergei Ryazansky y el médico Alexei Baranov; el piloto francés Cyrille Fournier; y el alemán Oliver Knickel,) del simulado viaje inició un encierro el Instituto de Problemas Biomédicos, en Moscú, de 105 días, hasta el 14 de julio siguiente, previo al definitivo de 500 días. El ensayo final debía ser, en exactitud, de 520 días contando con 6 personas en iguales instalaciones en 2010.
    Los candidatos finales fueron 11, dados a conocer en febrero de 2010, y entre los que, tras varias pruebas, se escogerían los 6 definitivos; tales once fueron: 7 rusos, Sukhrob Kamolov, Mikhail Sidelnikov, Alexei Sitev, Alexander Smolevsky, Alexander Sukhov, Boris Yegorov y  Andrei Zhirnov; el chino Wang Yue; y los europeos Jerome Clevers, Archanmael Gaillard y Diego Urbina. La tripulación final fue la formada por 3 rusos (Alexei Sitev, el médico Sukhrob Kamolov y Alexander Smolevsky), 2 europeos (el francés Romain Charles y el italo-colombiano Diego Urbina) y el chino Wang Yue. Finalmente, el encierro de simulación del viaje marciano en el referido instituto moscovita comenzó el 3 de junio de 2010 y debía durar 520 días, hasta noviembre de 2011; les pagarían a cada uno unos 78.000€. El 14 de febrero de 2011 tuvo lugar el primer paseo en un terreno simulado de tipo marciano; la EVA, de 72 min de duración la realizan 2 de los tripulantes, Smolevsky y Urbina, vestidos con trajes Orlan, de los 3 (Smolevsky, Urbina y Yue) que hipotéticamente habrían aterrizado en el planeta dos días antes. El hipotético vuelo acabó con éxito el 4 de noviembre de 2011 con la simulación del aterrizaje final en el retorno. El experimento, no obstante, se prolongó un poco más, para realizar evaluaciones y exámenes médicos a los protagonistas.
    En 2015 y hasta 2016, con participación de la ESA, se realiza otro ensayo de simulación Mars500 en el Instituto de Problemas Biomédicos moscovita. Se simuló un vuelo con “llegada” a Marte al cabo de 244 días, en febrero de 2016, participando 3 cosmonautas rusos, 2 astronautas de la ESA y 1 de China. También se simula el aterrizaje de 3 de ellos (Alexander Smolevsky, Diego Urbina y Wang Yue) y 3 paseos por un supuesto suelo marciano.

     En Europa, la ESA también realizó experiencia similar desde finales de 1990, con 6 personas de varias nacionalidades en una cámara de aislamiento submarino en Noruega durante un mes. Además, en 1989, en Europa también se proyectó un laboratorio ecológico cerrado con iguales fines. Un diseño previo estudió la posibilidad de ubicarlo en España con una extensión de unos 1.000 m^2.
    En 2003, la ESA en colaboración con la NASA y especialmente el CNES francés trabajaban en la construcción de la estación antártica Concordia igualmente en simulación de ciertos aspectos (psicología y fisiología) del vuelo a Marte. A la vez, en la francesa Toulouse, varios voluntarios se dejaban recluir en cama 2 y 3 meses para el estudio de los similares efectos fisiológicos de la microgravedad en el cuerpo humano.
    En 2007, también para investigaciones de la ESA con igual objetivo, 6 voluntarios alemanes pasaron 2 meses de reposo en cama en el Hospital Benjamín Franklin de Berlín en simulación de la microgravedad del viaje a Marte; a tales personas se les pagó por ello 8.000€.
    En septiembre de 2012 se hizo otro ensayo de aislamiento de 6 personas, esta vez en una cueva del Valle de Lanaitho, en Cerdeña, durante 12 días. El programa, llamado CAVES 2012, simuló una misión sideral para entrenamiento y adquisición de experiencia, incluido el importante factor sicológico. Este programa, iniciado en 2006, contó en esta ocasión con 3 verdaderos astronautas, Fincke, Feustel y el japonés Noguchi, siendo los otros tres el canadiense David Saint-Jacques, el danés de la ESA Andreas Mogensen y el ruso Nikolai Tikhonov.
    La misma prueba subterránea CAVES de Cerdeña cuenta en 2016 (de 6 días a partir del 1 de julio) con la participación del astronauta español, aquí en representación de la ESA, Pedro Duque, el ruso Sergei Vladimirovich, los americanos de la NASA Jessica Meir y Richard Arnold, el chino Ye Guangfu, y el japonés Aki Hoshide. También participa y dirige en esta ocasión la experiencia Loredana Bessone, preparadora de astronautas de la ESA.

    En mayo de 2015 se anunció la selección de 5 personas para una misión simulada a Marte por parte del llamado Foro Espacial Austríaco, OeWF. Tal simulación se llevaría a cabo en unas instalaciones ubicadas en un glaciar del Tirol austríaco; se incluye la prueba de un traje espacial llamado Aouda. Los elegidos, de entre 25 y 36 años, tras numerosas pruebas son una tripulación internacional formada por el estudiante de medicina austriaco Stefan Dobrovolny, el ingeniero aeroespacial y economista español Iñigo Muñoz Elorza, la matemática y meteoróloga alemana Karmen Köhler, el ingeniero aeroespacial portugués Joao Lousada, y el ingeniero aeroespacial holandés Kartik Kumar.
    La NASA trabaja además desde 2014 en el diseño y desarrollo del traje espacial Z-2 pensado para ir la Marte, aunque también para ir a Luna. Tiene en principio tal vestimenta como características la rigidez y a la vez flexibilidad, funcionalidad combinatoria de sus piezas (pantalón, mangas, etc.), adaptabilidad hombre-mujer, un peso de unos 70 Kg, y un costo de unos 4,4 millones de dólares.

    En cuanto al desarrollo de la tecnología precisa en materia de cohetes, ya en 1998 se estableció un contrato de 485.000 $ con la GenCorp Aerojet para el diseño y desarrollo de un motor nuevo de monometilhidracina y Mon 25 que debía funcionar de modo solvente en las condiciones del ambiente marciano, a -50ºC, con una etapa de prueba MAPS de simulación del despegue o retorno de Marte.

    El factor psicológico en un vuelo de larga duración es muy importante, pues no considerado da lugar a que las personas afectadas tengan indefectiblemente fallos que en una misión de tal tipo no se pueden permitir. El entrenamiento en situaciones de tal tipo, como antes se citó, el carácter condescendiente, la mentalización, las fórmulas de distracción, etc., son los puntos que combaten lo negativo de tan larga rutina y monotonía. En el vuelo hasta Marte, la distracción de ver la Tierra como en los vuelos orbitales no es posible, así que hay que sustituir tal punto de referencia. A este respecto, las comunicaciones con la Tierra, y en concreto con la familia y amigos, la utilización de la realidad virtual, juegos y entretenimientos, serán buenos medios para pasar el tiempo.

    Los planes generales de un ideado vuelo a Marte podrían ser así. Comenzaría con el envío al planeta, a su órbita o al suelo, en vuelo no tripulado, de nave o naves con material de abastecimiento y exploración, e incluso alguna nave de emergencia y fábricas automáticas de transformación. Aquí, la solución de problemas en el vuelo, dada la distancia y la tardanza en las comunicaciones con la Tierra, necesitar tener capacidad de auto-resolución. En concreto se pensó en el envío primero a una órbita marciana de una nave de regreso, y luego dos tripuladas con módulos de aterrizaje y regreso a la órbita marciana. La nave tripulada podría llevar una tripulación típica de 6 personas, partiendo bien en vuelo directo o utilizando la estación ISS o una órbita como punto de encuentro si se integra por varios módulos. Hay que tener en cuenta que la nave principal debería ser doble, como sistema de emergencia, yendo acopladas modularmente y comunicadas interiormente las tripulaciones. En la órbita terrestre, si algo no va bien, se suspende el vuelo y se regresa a la Tierra, pero enfilando hacia Marte, no disponer de medios supone la catástrofe. No hay posibilidad de dar la vuelta sin llegar al menos a la órbita marciana. Entre los compartimentos de las naves marcianas podría haber al menos 2 de alto aislamiento con materiales adecuados, o también campos eléctricos artificiales, para resguardarse de una afluencia anormalmente intensa de radiación cósmica, detectable con los aparatos de a bordo, superior a la que hay en el entorno terrestre (protegido por nuestra magnetosfera). El doble vuelo de ida sería hacia una órbita en el planeta, con posible inserción con aerofrenado, desde donde se descendería a una base de aterrizaje con dos módulos al modo de los LEM Apollo, aunque aquí se puede ayudar en el frenado con paracaídas o incluso con algún tipo de planeador; también podría servir algún paracaídas de planeo a modo de parapente. Aunque el descenso sería en lugares distantes para una emergencia sería posible, con los rovers de exploración o algún pequeño vehículo a reacción, viajar de uno a otro; recordemos que el tiempo de estancia sería de más de un año. También para seguridad y economía, podría ser un solo módulo de descenso con doble e independiente sistema propulsor y realizar a la mitad de la estancia en Marte un salto hacia otro lugar a explorar. El retorno se realizaría hacia la órbita, en encuentro con la nave allí permanecida y con la que se retornaría a la Tierra.
    El sistema propulsor sería como las actuales astronaves, pero aquí se admiten otras posibilidades a partir de la órbita terrestre, como el sistema nuclear, no desarrollado totalmente. Con este último operativo, un viaje a Marte se podría reducir a 3 meses de vuelo, o incluso menos, y con una astronave de la mitad de peso que las convencionales.
    Un proyecto más calculado y concreto propone un vuelo al modo de los Apollo, directo hasta la órbita de Marte con propulsantes LOX y LH que se consumirían en una cantidad total de más de 1.100 Tm, unos 700 en el viaje de ida y 400 en el de vuelta; con ello, el peso total de la astronave al partir pasaría de las 1.400 Tm, contando que el cohete sin la carga útil pesaría en seco unas 200 Tm. Poner en órbita terrestre 1.400 Tm de peso supondría muchos disparos de grandes cohetes y pericia para el ensamblaje y comprobación final de todos los sistemas. Por ello, la inserción en órbita marciana podría llegar a realizarse con el aerofrenado, como han hecho algunas sondas automáticas. En este caso, el vuelo sería más lento, pero se ahorraría mucho propulsante, un 25 %. Por contra sería preciso dotar a la nave de una gran pantalla o escudo circular de aerofrenado de 56 m de diámetro, lo que complicaría el montaje en la órbita terrestre. La nave espacial marciana sería en este caso en forma de cilindro y constituida de 3 o 4 módulos habitables de 100 Tm de peso total, 15 m de longitud total y 4,5 m de diámetro. Podría llevar algún sistema para producir gravedad artificial con el sistema centrifugador. Un módulo de descenso al suelo de 2 etapas pesaría 35 Tm, de las que 20 son de propulsante, 12 Tm son la fase de descenso y 3 la de ascenso hacia la órbita marciana. Uno o varios vuelos no tripulados llevarían también módulos complementarios a la órbita marciana (por ejemplo, una fase impulsora de emergencia) y al suelo del planeta para ayuda en la exploración.
    En 1997 la NASA estudiaba un diseño previo de un cohete llamado Magnum capaz de satelizar 80 Tm con un coste de 175 millones de dólares, lo que respecto al Saturno 5 era un peso menor pero también en mayor grado el coste. Con un cohete tal se precisarían al menos 6 disparos para montar una nave marciana. Además, se estudiaba la posibilidad de que tal vector estaría dispuesto en lo sucesivo para otros disparos de grandes cargas, si bien tales no estaban disponibles más que en elementales proyectos, como los de un gran láser de la USAF, un telescopio en órbita solar, etc.

    En resumen, para un solo viaje a Marte se exigen varios vuelos distintos que han de tener previsto sobre todo el regreso con garantía. Una planificación mínima incluiría por ejemplo el envío primeramente de una nave no tripulada con propulsante a una órbita en torno a Marte para tal retorno, otra nave no tripulada para aterrizar en Marte, también para utilizar al retorno hasta el encuentro con la nave anterior. Este último vuelo podría reabastecerse de propulsante para el relanzamiento en el suelo marciano utilizando elementos del propio Marte. Una vez creada esta infraestructura en el punto de destino, la nave tripulada por 6 personas, dotada de reservas y con producción de energía eléctrica por medios atómicos, llegaría allá para realizar un vuelo de una duración total de casi 2 años. Uno de los astronautas se quedaría en el tiempo de la exploración del suelo marciano en la parte de la nave que quedara en órbita sobre el planeta rojo y a cuya trayectoria llegarían con ayuda de un aerofrenado para ahorrar propulsante. El punto de exploración podría ser alguno sobre el ecuador de Marte en función del interés en la búsqueda de vida, pero no se puede desdeñar la considerar de aprovechamiento de recursos y entonces sería allí donde se viera el lugar adecuado por tal circunstancia y sobre todo, en cualquier caso, por la accesibilidad para el aterrizaje. Por supuesto, el descenso tripulado se deberá hacer lo más cerca posible del de la nave primera no tripulada. La bajada por la atmósfera se deberá realizar con ayuda de paracaídas en todos los casos. Para la exploración se llevaría algún vehículo tipo rover y para vivir tan largo período se instalaría también algún módulo de tipo hinchable.
    Por otra parte, el problema del viaje a Marte es que hay que considerar la duración del mismo hasta allí, el tiempo de estancia y el del regreso. Todo ello considerando que la posición del planeta cuenta como factor principal. Es fundamental considerar que tal tiempo depende a su vez de la potencia o velocidad de la astronave. Si al cohete se le imprime inicialmente una velocidad típica de 11,6 Km/seg, el viaje dura 259 días, con lo que la estancia en el planeta sería de 1,5 años en espera de una partida con posición favorable del mismo para el acercamiento a la Tierra. Pero si la velocidad de ida es de 15,1 Km/seg, el viaje se reduciría a 80 días en la ida, dando tiempo para una estancia de 2 años para dar tiempo a la posición favorable. Si aumentamos la velocidad a 16 Km/seg, el tiempo de espera se reduce a solo unos días, porque aun se habría perdido la posición favorable para el regreso, o aumenta aun más si se espera a la siguiente posición planetaria. Los tiempos de retorno serían siempre equivalentes a los de ida.
    Pero la cuestión de alcanzar tales velocidades no es fácil de abordar. Un cálculo somero indica que el peso total de la nave marciana solo para ir puede ser de 6 veces el peso sin propulsantes; es decir, que 5 partes del peso serían de combustible más comburente. Pero si sumamos los recursos de la nave para ir y volver, el peso total asciende ya a 36 veces el peso en seco...
    En varios proyectos se calcula el aprovechamiento de los propios recursos marcianos para la fabricación de propulsante y otros elementos necesarios para el vuelo. Un proyecto de la Martin Marietta planeaba llevar hidrógeno con el que hacer reaccionar el CO2 de la atmósfera del planeta para obtener agua y metano (H2O y CH4) con ayuda de un catalizador de níquel o rutenio. El CO2 puede ser casi licuado (en realidad, fluido supercrítico) a presiones de 73 atmósferas y algo más de 31ºC con finalidad en diversas aplicaciones, tal como solvente de elementos como el magnesio y agua del suelo marciano. El agua se descompondría electrolíticamente para volver a utilizar al H2 para la reacción anterior, y el oxígeno y el metano podrían ser usados para la propulsión, además también el agua y el oxígeno sirven para nuestros procesos fisiológicos y la vida ordinaria en las naves o bases. De este modo solo habría que llevar el 5 % del peso en propulsante necesario para el regreso desde la Tierra.
    A finales del siglo 20, diversas entidades americanas investigaban el aprovechamiento de los recursos marcianos. El centro Ames de la NASA, la Universidad de Washington y la de Arizona, la empresa Pioneer Astronautics, se dedicaban al estudio del modo de obtener metano, oxígeno, agua, etc., del medio marciano.
    Por otra parte, se hace difícil pensar que propuestas como las de Robert Zubrin, dueño de la Pioneer Astronautics de Lakewood, en Colorado, de abordar con dinero privado el proyecto marciano, su The Mars Society, puedan ser viables. Zubrin inició a principios de los años 90 su propia singladura y buscó instalar una base ártica para probar un modelo de base marciana.
    La Mars Society planteó también un rover (todo-terreno) presurizado de 1,5 Tm de peso para la futura ocupación de Marte y lo configuró para ser capaz de se utilizado por 2 personas, tener una autonomía de 322 Km, alcanzar una velocidad máxima de 32 Km/h y de dimensiones que pueda ser llevado en un avión DC-3; incluso se pensó en dotarlo de un motor de combustión. La prueba de los prototipos se planifica para realizar en diversos lugares inhóspitos de la Tierra, de entorno similar a Marte, tal como los polos. Los planes incluyen el uso de elementos (oxígeno, hidrógeno) del propio Marte, para aligerar en lo posible la carga a llevar en cuanto a propulsante, agua y oxígeno. El proyecto de la Mars Society está bastante bien trazado sobre el papel, si bien sigue siendo la viabilidad, como en otros casos, difícil.
    En cualquier consideración, a pesar de Zubrin, cuyas ideas ayudan por otro lado, el esfuerzo del viaje a Marte es tan grande que la viabilidad viene dada solo en una misión internacional, aunque seguramente los Estados Unidos llevarán el mayor peso y serán el buque insignia del proyecto. En todo caso, si hubiera hoy una aprobación de presupuesto para un viaje a Marte, y mañana americanos, rusos, europeos, japoneses, etc., se pusieran manos a la obra, sería difícil que el vuelo se realizara antes de 15 años, y fácilmente no antes del año 2040 o 2050 a vista del año 2000. Hay que considerar que muchas tecnologías necesarias no existen y sería preciso diseñarlas, desarrollarlas, probarlas y perfeccionarlas, antes de embarcarlas en una nave marciana. El propio Administrador de la NASA afirmaba en 1999 que el vuelo a Marte sería técnicamente posible en un plazo a vista de entre 10 y 20 años desde el momento de su inicio en firme. Pero a medida que pase el tiempo, cabe pensar que ese plazo, de ser correctamente calculado, se podría acortar un poco en consideración a los avances tecnológicos que fueran llegando. Por el contrario, los problemas imprevistos lo retrasarían y al final el tiempo seguirá siendo el mismo. También el Administrador de la NASA, en 2006 reconocía que el viaje a Marte precisaba de la cooperación internacional para ser llevado a cabo.
    En resumen: Marte está en realidad como mínimo a unos 20 años (±5 años) del día que las naciones con poder económico y tecnológico de la Tierra decidan firmemente ir allá. [Personal y modestamente, este pesimista autor no espera verlo y piensa que quizá vayan a pasar siglos antes que el hombre viaje a Marte porque confía en la ciencia y la técnica pero no en los políticos de cualquier país, cuyo número y emolumentos (o aprovechamiento económico y de poder de sus cargos, durante o posteriormente a sus mandatos) parecen inversamente proporcionales a los presupuestos para la ciencia (y otras cosas).]
    De momento, sin embargo, podemos conformarnos con los prolegómenos de tal viaje, la avanzadilla de naves automáticas que dan idea previa del lugar a visitar para luego saber con precisión a donde hemos de ir y sitios a visitar, que ya han hecho o están haciendo su trabajo. Los vuelos Mariner, Viking, MGS, etc., lo han hecho posible. Por lo tanto, el vuelo tripulado a Marte no tiene porque estar tan lejos. El trabajo previo ya está hecho, y técnicamente es posible. Solo faltan pues, como siempre, los fondos y un poquito de tiempo.
    El envío sistemático por parte americana de sondas a partir de 1996 es la avanzadilla del viaje, como los Surveyor y Lunar Orbiter lo fueron en el caso Apollo con la Luna. Los fondos necesarios son ya otro cantar. Se precisa por ello la citada cooperación internacional, al modo de la ISS, y una época de cierta bonanza económica.
    A mediados de 2000, al tiempo de una reestructuración de los planes de sondas automáticas marcianas, se aventuró que el vuelo tripulado inmediato ideal sería en el año 2014 considerando las posiciones planetarias cercanas de la Tierra y Marte. La fecha ideal de partida se apuntó para antes del 14 de enero de 2014 y se preveía una asistencia gravitatoria de Venus y de excepcionales correcciones mínimas y pequeñas de trayectoria dada las posiciones citadas.
    En noviembre de 2001, la ESA, que estaba desarrollando entonces sondas marcianas, tenía en mente el proyecto AURORA, sin duda el más ambicioso de los europeos para viajar a Marte. El plan, en realidad solo un esbozo, fijaba entonces la posibilidad de llegar a Marte en 25 años. El 15 de diciembre de 2004, el proyecto era respaldado con un presupuesto de 41.500.000€ para gastar en 2005 en estudios sobre viabilidad. Entre otras cosas se pretende entonces perfilar y ver las posibilidades de citas y ensamblajes orbitales, sistemas previstos para la nave, etc.
    En octubre de 2002 la ESA decidía proyectar su actividad de exploración lunar y planetaria para los siguientes 3 decenios (con una primera fase entre 2005 y 2015) en el citado programa Aurora. En el mismo se incluyeron 4 proyectos previos de sondas, dos llamadas Flagship y dos Arrow. Una sería la ExoMars, para la búsqueda de vida en Marte, como labor previa a un vuelo tripulado, con un rover que debería ir examinado suelo y subsuelo en busca de señales de actividad biológica. Otro proyecto sería el Mars Sample Return Misión, sonda orbital marciana para llevar un ingenio al suelo de Marte y otro de retorno con muestras cogidas en aquél para traer luego a la Tierra, previa cita orbital en el planeta rojo con la sonda madre. Las dos misiones Arrow pretenden demostrar las fases de aerofrenado marciano y la reentrada en la atmósfera terrestre dentro de un vuelo automático a Marte. La segunda fase del proyecto de todas las sondas se contempla entre 2020 y 2025, y es a partir de entonces, cerca del 2030, cuando se piensa que el vuelo tripulado sería viable, lo que no significa que vaya a ser llevado a cabo.
    El 2 de junio de 2005 el grupo americano de análisis del programa de exploración marciana, denominado MEPAG, emitía su informe, llamado “Análisis de las mediciones preliminares en Marte necesarias para reducir el riesgo de la primera misión humana a Marte”. En tal trabajo se destacan las evaluaciones acerca de las características del planeta en relación a los riesgos del polvo y tormentas del mismo, la dinámica atmosférica en general, así como recursos naturales, especialmente los que pudieran suministrar agua. Se considera como uno de los mayores problemas el polvo marciano y sus efectos en los sistemas vitales, naves y trajes de los astronautas. También se somete a evaluación el riesgo de contaminación bacteriana de origen marciano al retorno.
    En marzo de 2011, en que se ensaya en un complejo terrestre el vuelo a Marte dentro del proyecto Mars500 ya citado, la NASA probaba en la base Marambio, en la Antártida argentina, el prototipo de traje espacial marciano NDX-1 para observar su comportamiento en un ambiente extremo. Tal traje se construyó en fibra de carbono, Kevlar y hasta 350 materiales. Su costo es entonces de unos 100.000$ y en su diseño interviene el ingeniero argentino Pablo de León de la Universidad americana de Dakota del Norte.
    En Europa, en la última semana de abril de 2011 la ESA probaba el llamado Eurobot, y un prototipo de traje espacial denominado Aouda.X, pensados para Marte. Colabora en el ensayo el Foro Espacial de Austria u ÖWF, y las pruebas tienen lugar en Río Tinto, Huelva (España), por el parecido del terreno en la simulación del marciano. El Eurobot es un rover de 4 ruedas, cámaras, dos brazos mecánicos y una plaza de conductor humano que lo puede dirigir bien con una palanca o de viva voz. El traje lleva un sistema de transmisión y monitorización de datos médicos LTMS que había sido probado antes en una misión en la Antártida.

    En 2013 trasciende un proyecto financiado por la NASA para un viaje a Marte en menos de 3 meses con el uso de la energía de fusión nuclear en base a los trabajos de la Universidad de Washington. Tal energía se proponen obtenerla a partir de la compresión de plasma en un campo magnético hasta provocar la reacción, repitiendo el proceso con impulsos a cada minuto. El costo del cohete se estima entonces en unos 2.000 millones de dólares.
    Por entonces, es también motivo de comentario el proyecto del que fuera astronauta de pago Dennis Tito con su “Inspiration Mars”. Pretende enviar en enero de 2018 una pareja humana para un viaje de sobrevuelo a Marte, a unos 150 Km de altitud. La financiación, además de la propia aportación, la pretende encontrar Tito en fundaciones y donaciones, así como en la comercialización de los beneficios obtenidos en el viaje.
    Otra propuesta del momento es la de la empresa Mars One, del holandés Bas Lansdorp, cuya principal característica es que advierten que el viaje sería... solo de ida. Es decir, los astronautas se quedarían en Marte para siempre, como colonos, y la fecha del vuelo la sitúan en 2023, aunque antes, en 2016, quieren enviar a Marte una carga de 2,2 Tm de materiales de abastecimiento, y en 2021 deben enviar un par de módulos habitables, 2 rovers, etc. Con posterioridad a la llegada de la tripulación, más vuelos de suministros asegurarían el abastecimiento. Los promotores se han aventurado a cifrar en 6.000 millones de dólares el costo del primer vuelo y en 4.000 millones cada uno de los vuelos bianuales siguientes. La financiación prevé desde donativos hasta programas de TV. Aunque parezca increíble para este vuelo sin garantía de retorno, en septiembre de 2013, hay 202.586 aspirantes en total de 140 naciones, de los que casi la cuarta parte son estadounidenses, un 10% de la India, 6% de China, etc.; de España hay 3.722 candidatos. Es decir, hay un montón de gente dispuesta a todo para ser uno de los 24 elegidos finales cuya única garantía será solo... salir en los correspondientes programas de televisión. A pesar del evidente montaje comercial, los promotores se atreven a asegurar que el proyecto es “viable tanto económica como logísticamente”, lo cual en 2013 es una aseveración insensata porque la tecnología necesaria para la subsistencia en Marte está en pañales en tal momento, desconociendo aun lo que nos vamos a encontrar en el futuro en el desarrollo necesario, sin contar que el factor económico no está garantizado.
    En octubre de 2014 estudiantes de postgrado del MIT vienen a decir lo mismo sobre el proyecto Mars One: inviabilidad, inexistencia de la tecnología necesaria, y probabilidad alta de muerte de los participantes al cabo de poco más de dos meses por falta de oxígeno. Hay problemas complejos para vivir para siempre en un planeta como Marte, como por ejemplo el progresivo debilitamiento muscular por la falta de la gravedad necesaria a la que el ser humano está acostumbrado, y un buen número de factores fisiológicos y psicológicos que tienen una difícil solución aun hoy en las condiciones del proyecto planteado.
    A pesar de todo el proyecto no se paraliza y en 2015 aun se mantiene para 2016 la selección de los 24 futuros astronautas entre los entonces 100 supervivientes finalistas, entre los que están 39 americanos, 31 europeos -2 de ellos españoles-, 7 africanos, 16 asiáticos y 7 de Oceanía.

    El 28 de junio de 2014 los americanos llevan a cabo la llamada prueba del LDSD, o desacelerador supersónico de baja densidad, sobre el Océano Pacífico, cerca de la isla de Kauai (Hawai), en una simulación de lo que piensa que podría ser un descenso tripulado por la atmósfera de Marte. El artilugio probado, de 3,5 Tm de masa, es llamado de modo coloquial por su forma el “platillo volante” y fue elevado por un globo de helio desde el que fue luego soltado a 36.575 m de altura. Entonces un cohete elevó a Mach 4 la nave probada hasta 54 Km de altitud. En tal punto despliega un sistema de inflado para el frenado aerodinámico en la caída. Un gran paracaídas de 30 m no se abrió luego como se esperaba, pero el LDSD fue recuperado en las aguas oceánicas más tarde. El programa cuesta unos 150 millones de dólares y se tienen entonces previstos otros dos ensayos similares con este prototipo.
    La segunda prueba del LDSD tiene lugar, no sin retraso de unos días por el mal tiempo, a las 17 h 45 m GMT del 8 de junio de 2015 también sobre el mismo lugar hawaiano. El ingenio fue elevado hasta casi los 55 Km de altitud del mismo modo que en el primer ensayo de esta simulación de descenso por la atmósfera marciana. Entonces volvió a inflarse el sistema SIAD de 6 m de diámetro a Mach 4 y desplegar luego, ya a Mach 2,5, el paracaídas, pero este último, de 30,5 m de diámetro, que era el principal objetivo de la prueba, volvió a fallar al rajarse; tal despliegue debía tener lugar en el descenso a unos 32 Km de altura. El presupuesto actualizado del programa para el desarrollo de este ingenio es entonces de 230 millones de dólares para tres años.
    Casi al mismo tiempo y en el mismo lugar, a finales de agosto de 2015 y en una cúpula de 110 m² en las laderas del Mauna Kea de Hawai, se inició la experiencia denominada Marte Simulado con 6 personas que se aíslan como si hubieran aterrizado en el citado planeta. El ensayo, financiado por la NASA, dura 1 año y durante el mismo se simulan todas las hipotéticas actividades que una tripulación debería realizar en un vuelo a Marte, incluido el habitual retraso de 20 min en las telecomunicaciones.
    En 2015 los planes americanos para ir a Marte se concretan en la búsqueda de una zona del planeta de hasta unos 100 Km de radio, aun no localizada, en la que pueda coexistir el objetivo científico y el hielo de agua que permita obtener elementos para hacer propulsante, agua, y oxígeno para respirar, para lo que aun no se dispone entonces de todas las tecnologías precisas desarrolladas; para empezar, en tal momento ni siquiera se tiene un cohete adecuado. El primer paso se daría enviando un rover para explorar previamente la zona elegida y ver que recursos tiene conforme a los anteriores criterios. En todo caso, tales planes de la NASA no permitirían ir al planeta rojo antes de 2030.
    La empresa americana Lockheed Martin presenta en 2016 en su conferencia “Humans to Mars” (Humanos en Marte) un proyecto de viaje al planeta rojo bajo su propio criterio. El mismo comprende el envío a una órbita sobre citado planeta en 2028 de 6 astronautas.  Es decir, no pretenden aterrizar en Marte en un primer vuelo, pero si descendería al suelo una batería de drones y rovers de exploración que serían controlados por los astronautas desde su órbita en tiempo real, cosa imposible con las sondas de superficie enviadas hasta la fecha que son controladas desde la Tierra con retraso de decenas de minutos. Según su plan, se usarían naves y técnicas existentes y otras en desarrollo, tal como las de la nave Orion, aun no operativa en 2016, o el cohete SLS. De esta última se llevarían dos unidades, una de reserva y emergencia. Toda la astronave dispondría de 4 grandes paneles solares circulares y constaría además de las dos Orion de varios módulos: propulsión, habitáculo e investigación. A primera vista parece un proyecto de vuelo a Marte viable, uno de los primeros de verdad, serio y realista, si bien el plazo de 12 años para su ejecución puede que sea un poco corto, aunque se usen medios ya disponibles para otros fines espaciales. La cuestión económica está sin embargo sin precisar demasiado.
    También en 2016 se sabe del desarrollo del robot humanoide R5 del MIT americano, que está pensado para en la exploración de Marte como ayuda para astronautas bajo interés de la NASA. Igualmente llamado Valkyrie, es en tal momento uno de los robots más desarrollados del mundo y mide 1,80 cm de altura y pesa unos 130 Kg. Entre sus habilidades se cuenta caminar, doblar piernas y brazos, y puede girar la mano como para abrir una puerta.

    >
PROYECTOS DE FUTURA COLONIZACIÓN LUNAR Y PLANETARIA.

    La progresiva expansión demográfica de la Humanidad en el futuro puede que solo deje una vía de salida a través del espacio. Sin embargo, más bien es de pensar que la colonización sideral no será en este sentido forzada. Los altos niveles de vida de las sociedades occidentales significan un estancamiento de la expansión demográfica y es de suponer, y deseable, que las sociedades del llamado tercer mundo también lleguen a tal paralización de su explosión demográfica con unos niveles de vida que, si bien hoy lejanos, han de alcanzar por el bien de todo el planeta y con la inexcusable ayuda de los países más industrializados. Pero ello vendrá acompañado posiblemente del agotamiento de determinados recursos. Así pues, y junto a otros problemas interrelacionados y pese al descubrimiento y perfeccionamiento de medios y técnicas nuevas que los amortigüen, puede que lleven al hombre a una colonización forzada de otros cuerpos celestes, aunque no de cualquiera, en busca de principalmente minerales; e incluso con el fin o la opción de utilizar como subproducto nuevas técnicas que permitan luego en el propio planeta Tierra el dominio de zonas hoy inhabitables, tal como océanos y desiertos.
    Solo se nos ofrece el establecimiento de bases permanentes fuera de nuestro planeta y aparte de las bases orbitales, en la Luna, Marte y quizá en algún o algunos satélites de Júpiter y Saturno. Mercurio está demasiado cerca del Sol y Neptuno, Urano y Plutón demasiado lejos. En los cuerpos helados de Júpiter y Saturno se podría con la tecnología del futuro y un sostenimiento energético a base de energía nuclear principalmente establecer temporalmente alguna base de investigación e incluso permanentemente de trabajo si se hallaran minerales que fueran valiosos para su explotación comercial. En otros sitios, como Marte o la Luna, la disponibilidad de paneles solares y acumuladores sería suficiente para el abastecimiento energético. Para la construcción de bases, bloques tipo hormigón, metales, componentes, etc, hay en la Luna y Marte materiales suficientes en su superficie que pueden ser utilizados; hay en la práctica casi como en la Tierra, o al menos a un 90 %. Se podría obtener silicio, vidrio, aluminio, cromo, magnesio, manganeso, titanio, etc, además del vital oxígeno. El problema es desarrollar la robótica y maquinaria de extracción y separación de elementos necesarias en las condiciones de baja o nula presión, temperaturas extremas, etc., del planeta o luna, y sobre todo llevarlos desmontados hasta el sitio. Con el tiempo, tal maquinaria podría llegar a reproducirse en el lugar por sus propios medios. Los elementos disponibles en algunos de tales satélites, como el agua helada, servirían para el mantenimiento de las misiones, no solo con el aporte de agua, sino del oxígeno para respirar y de propulsantes para todos los vehículos necesarios. El reciclaje del agua, del CO2 con plantas, etc, es posible y formará parte del sistema de sustento de las bases o ciudades que se establezcan. Las plantas llevadas podrán ser adaptadas genéticamente a los duros o espartanos ambientes del espacio mediante la manipulación genética, punto en el que se abre un enorme abanico de posibilidades.
    Pero posiblemente, más allá de las estaciones o bases sencillas, tanto en la Luna como Marte, la creación ideal de bases ya de cierta entidad tendrán como lugares ideales a elegir puntos subterráneos, artificiales o naturales de cuevas. De este modo, el terreno garantiza la protección principal contra las radiaciones, los impactos de pequeños meteoritos y las fluctuaciones de las temperaturas extremas. A este respecto, en la Luna, la sonda LRO y otras han identificado decenas de cráteres que parecen pozos de entre 5 y 900 m (2014).
    La autonomía de estas pequeñas futuras ciudades tendrá, al menos durante mucho tiempo, ciertas limitaciones. Será muy complejo llevar animales para la alimentación humana, porque las instalaciones necesitaran de una adecuación que complicará bastante los sistemas de mantenimiento, como el atmosférico; sin contar que algunas especies podrían no adaptarse y no ser rentablemente productivas. Como en las bases antárticas, la carne y otros productos será más fácil, al menos durante mucho tiempo, llevarlos de la Tierra; se calcula que al menos el 15 % de todo lo consumido en una ciudad futura espacial será de origen terrestre. En cambio, será más fácil el aprovechamiento de vegetales que sí se podrán desarrollar en huertos lunares y marcianos.
    Donde, por cercanía, posición y posibilidades en general, se establecerán bases será en la Luna y, aun estando más lejos, en Marte, que tiene más elementos aprovechables que la Luna.
    ¿Pero cuando llegarán a ser reales todas estas posibilidades? Los optimismos de las primeras épocas astronáuticas resultaron igual de erróneas que las tozudas negativas de la ciencia burócrata del siglo XIX y principios del XX que se negaban a ayudar a los pioneros de los cohetes de propulsante líquido.
    Si nos remitimos un poco atrás, tan solo hacia 1964 (lo cual no es nada en la escala del tiempo de que se trata) en pleno inicio de la era espacial, y analizamos las prospecciones de entonces, podemos quedar bastante sorprendidos del atrevimiento y el optimismo del momento. Seguramente se pensó que todo iba a ir sobre ruedas. Nada menos que 82 expertos (¿?) vaticinaron entonces para un centro americano de prospección las siguientes previsiones:

1970. Alunizaje humano, (fallaron por defecto, fue en 1969) y estación orbital tripulada.
1975. Cohetes recuperables. Motores iónicos o nucleares. Base lunar tripulada.
1978. Vuelo tripulado orbital sobre Venus y Marte.
1982. Base lunar permanente.
1985. Aterrizaje en Marte.
1990. Industrias lunares y bases en Marte.
2021. Viaje tripulado a satélites de Júpiter.
2027. Sistema antigravedad.

    ¿Qué les parece pues? Que aun no hemos llegado pues a 1975...
    Pero sigamos con previsiones un poco más tarde y a más largo plazo. Según una prospectiva realizada en Francia mediada la década de los 80, se calculaba que la evolución de los objetivos astronáuticos en general sería la siguiente en las sucesivas décadas entonces venideras:

1990-2000. Fábricas orbitales de semiconductores y productos biotecnológicos. (Evidentemente, no cumplido).
2000-2010. Bancos de datos y centros de energía. (Si a Internet se refiere, los “bancos de datos” si se han logrado).
2010-2050. Centrales de energía solar en el espacio.
2050-2120. Satélites para mantener el equilibrio climático.
2120-2180. Industrialización de la Luna.
2180-2300. Industria ecológica en el espacio.
2300-2400. Complejos industriales orbitales sobre la Tierra y la Luna.
2400-2500. Aprovechamiento industrial de asteroides y transporte de los mismos.
2500-2700. Ocupación de Marte y Venus.

    Desde luego, no se puede pedir más optimismo a los galos, sobre todo en el caso del desembarco en el ardiente Venus, que tiene presiones de 90 atmósferas, corrosivas nubes de ácido y temperaturas de más de 400ºC, aun con todos los respetos (tecnológicos) para las generaciones venideras de dentro de 5, 7 o más siglos.
    Respecto a Venus, aunque no es habitable, no faltan proyectos para su terraformación. Sus temperaturas y presiones, así como los componentes corrosivos de su atmósfera no aconsejan su visita. Uno de de los proyectos de reconversión del planeta propone interponer entre el mismo y el Sol nubes de polvo sacado de la Luna o un asteroide. Luego, conseguido así el enfriamiento del anhídrido carbónico, comenzaría un largo proceso hacia la habitabilidad... Su lento giro, superior al de rotación en torno al Sol, y por lo tanto retrógrado, sería un “pequeño” gran problema aun si su atmósfera fuera habitable porque una cara estaría doscientos y pico días expuesta al Sol y la otra en la oscuridad.
    Otras predicciones “científicas” de los años 70, salvo muy raras excepciones, provocan 30 años más tarde la risa más explícita. Alguna de tales fijaba el viaje interestelar y el control del tiempo para el 2020, pero casi nadie había previsto la cotidiana extensión del mundo de los ordenadores y la red Internet. De 25 predicciones, 19 no se habían cumplido o no están en disposición de cumplirse antes del 2040 (año último citado en la predicción), 2 sí se han cumplido (sobre energías alternativas y descubrimiento de nuevos elementos) y 4, más que predicción, son hechos muy previsibles, como el paso de un cometa o la población mundial. De las predicciones astronáuticas, ninguna se ha hecho o va a ser realidad; entre otras cosas se cita de nuevo la visita humana a Venus. Aunque –a ojos del 2000- si podría aun ser realidad la visita a Marte, no lo va a ser en ese plazo su colonización.
    Las previsiones más optimistas de finales de Siglo XX vaticinan que la colonización planetaria llegará en pleno Siglo XXI si se considera el ritmo histórico humano, evaluando los avances aun por llegar y las ventajas técnicas que se deriven que permitirán la explotación económica de algunos cuerpos con minerales rentables, el aprovechamiento de energía, la creación de medicinas y materiales nuevos, etc. Se piensa que podría pasar como con el descubrimiento de América: la nueva fuente de recursos permitió acelerar una evolución de los medios para incrementar la expansión. Los profetas de estos eventos posibles son nada menos que los ingenieros espaciales. Pero falta algún detalle. Como el que los ingenieros no saben lo que nuestros políticos determinarán al respecto en el futuro inmediato y no tan inmediato. Y nuestros políticos estarán condicionados por la evolución de la economía y las formas sociales. Resulta difícil de pensar que el futuro espacial, que va a precisar del esfuerzo de gran parte del planeta, vaya a estar enmarcado en las condiciones sociales de tantas dictaduras y tiranías como las que aun hay aun hoy en el mundo, de las teocracias del extremismo religioso, de los países en los que gran parte de su población vive en una miseria y analfabetismo tan lamentable, por muchos cohetes y satélites que aun así se permiten lanzar sin que su aprovechamiento trascienda como debiera a su desdichada mayoritaria masa de población.
    Así pues, mucho de lo apuntado es en efecto posible cumplirlo técnicamente. Pero el futuro nos vendrá marcado, no por nuestra capacidad tecnológica, sino por nuestra capacidad económica y sobre todo por nuestra forma ética de vivir que será lo que nos permita elegir mejor a nuestros políticos.

        =
LA COLONIZACION DE LA LUNA.

    Por razones evidentes de cercanía, la Luna será el primer cuerpo celeste en ser colonizado, pese a que es más fácil conseguir elementos como el agua en Marte, pongamos por caso. Además, existe disponibilidad de lanzadores para alcanzar la Luna con cargas mínimas, mientras que para ir a Marte hay que hacer cohetes nuevos o hacer múltiples lanzamientos de los más poderosos.
    El hombre llegó a la Luna en los Apollo en lo que ha quedado como un leve tanteo, más significativo que representativo de una colonización. El regreso a la Luna se ha quedado en las puertas de las limitaciones económicas, dados los enormes costos que supone. El motivo del regreso sería más de uno. No solo sería exploratorio y de investigación, tanto de la propia Luna, como observatorio astronómico, para lo que no hace falta imprescindiblemente establecer una base tripulada allí, sino que se podría iniciar una explotación de minerales y sobre todo el desarrollo de una tecnología que sería de aplicación y utilidad en la Tierra. Como observatorio astronómico es lugar ideal, sobre todo en el caso de la cara oculta para la investigación astronómica y de las ondas gravitatorias, para todo tipo de estudios astrofísicos; la cara oculta está limpia de las interferencias terrestres. Para la experimentación con la gravedad reducida también, pudiendo hacerse crecer en invernaderos que utilizaran la tierra lunar cosechas para alimentar colonias animales y humanas.
    Como observatorio astronómico tiene la ventaja de tener acceso a todas las frecuencias de emisión ETM, posibilidades para la interferometría óptica e IR, bajo grado de radiointerferencias, ser una plataforma estable para prolongadas observaciones y con fácil manejo de cargas y estructuras sin distorsión alguna por la baja gravedad existente allí. Los inconvenientes son principalmente el coste económico para la instalación y mantenimiento, y también las temperaturas extremas y la posibilidad de contaminación con el finísimo polvo lunar que fácilmente se extendería con el menor impacto meteorítico.
    La posibilidad de utilizar la Luna como observatorio astronómico fue estudiada por el Centro Goddard de la NASA que ideó un modo de fabricar in situ espejos para telescopios de gran tamaño, de hasta 50 asombrosos metros de diámetro, según ser informó en el verano de 2008. Se piensa entonces utilizar el polvo selenita, así como fibra de carbono y resina epoxídica, logrando un material tan fuerte como el hormigón que podría servir para recubrir de una fina capa de aluminio y hacer así espejos de bajo costo.
    Otro aprovechamiento lunar es el energético, disponiendo allí paneles solares de alto rendimiento, como el sistema estudiado LSP en 1984, para luego transmitir a la Tierra. Se ha calculado que disponiendo en torno a las 30 bases o centros en el suelo selenita, se podrían aprovechar parte de los 13.000 teravatios que del Sol llegan a la Luna; todas las necesidades terrestres se estiman para 2050 en 20 teravatios. Las bases lunares estarían enlazadas con cables subterráneos hasta un centro que emitiría en la banda de las microondas la energía hacia la Tierra, siendo captadas con antenas-colectoras que convertirían tal energía en electricidad ya para distribución a red normal.
    También se ofrece la alternativa de bases lunares móviles para mayores posibilidades investigadoras y la consideración de construir varias bases fijas, algunas en zonas donde exista hielo, y por tanto la posibilidad de obtener oxígeno, agua y propulsante. En este último caso, la movilidad y comunicación entre bases fijas podría ser facilitada a bajo costo, dada la baja gravedad selenita, con naves, no de superficie, sino de vuelo a reacción que recargarían propulsante en las bases polares.
    Pero, ¿cuándo será posible establecer una base lunar?, porque volver con vuelos del tipo Apollo solo para tomar muestras de suelo ya no tiene sentido puesto que eso lo pueden hacer sondas automáticas. El proceso siguiente será el envío de ingenios robotizados que preparen la posterior llegada física del hombre. La configuración de la base es fácil suponer que se realizará con sucesivos módulos que irán acoplando como ocurre con las estaciones orbitales.
    Es fácil pensar que en la evolución económica y tecnológica actual, al rededor del año 2000, la vuelta a la Luna para el establecimiento de una base más o menos permanente no se producirá antes de 50 o 70 años como mínimo, como opción optimista; en verdad, pasarán fácilmente más de 100 años antes de establecer una base salvo que la humanidad conozca mejores tiempos económicos y sociales. En cualquier caso, lo único que parece fijo es que los grandes proyectos espaciales, y este lo es, solo serán factibles bajo la participación internacional. Para que la colonización lunar (y no digamos la planetaria) sea posible han (o al menos, deberían) de darse primero en la Tierra unas condiciones socio-económicas que permitan a los políticos liberar el enorme costo que supone el proyecto. Esa unión necesaria internacional no podrá nacer sin el antecedente, o al menos el suceso paralelo, de una racionalización de los recursos terrestres y la eliminación de las grandes diferencias humanas (guerra, hambre, enfermedades epidémicas, etc.). Resulta difícil pensar que el proyecto pueda tener como base de partida otras condiciones. Ya no hay carrera entre potencias como estímulo. El estímulo ha de estar basado en la racionalidad. Los deseos aventureros como promesa política de grandeza, como se ha demostrado, difícilmente podrán servir. Recordemos alguno.
    El 20 de JULIO de 1989, en el 20 aniversario de la llegada del hombre al suelo selenita, el entonces Presidente USA George Bush se descolgó con que su país volvería a la Luna en el siguiente siglo para establecer una base que sirviera de partida en el vuelo a Marte. Pero no concretó fechas porque en realidad solo era un enunciado de complacencia para las circunstancias, sin mayor y verdadero propósito.
En enero de 2004, 15 años más tarde, su hijo, el también Presidente George W. Bush, volvió a la carga con la misma historia de base tripulada lunar, fijándola para 2013, y el vuelo marciano tripulado a más largo plazo. Ello ha sido tratado, en cuanto al proyecto lunar inmediato, anteriormente.

    En la actualidad, existen pues todos los proyectos de colonización que se han ido elaborado sin la firme base de sustentación económica que respalde una sola. Los estudios y proyectos son numerosos, de diversos países. En realidad, en la actualidad solo los norteamericanos podrían sacar adelante y llevar a cabo un proyecto tal a un costo impresionante, pero ni siquiera ellos parecen estar dispuestos para la empresa. Lo más razonable sería pues un proyecto internacional, como el de la estación ISS. La envergadura del proyecto así lo recomienda y el interés se ha manifestado por diversas partes, como japoneses y europeos; estos últimos hicieron su propuesta oficialmente el 30 de mayo de 1994 y en el caso de los nipones, varias importantes empresas trataban por entonces de impulsar el proyecto.
    Pero al momento de estimar las propuestas, solo los rusos con su cohete Energía cuentan con un lanzador operativo para enviar las cargas suficientes a la Luna. Los americanos solo podían, como muy cerca, recuperar su Saturno 5, mejorarlo y adaptar de nuevo parte de las instalaciones, lo cual es bastante.
    Los estudios previos de la NASA estiman que es posible desarrollar, mediante técnicas robotizadas, una base lunar en 15 años como mínimo. Tal base o estación podría ser controlada desde la Tierra y ser ocupada por 4 o 6 personas durante ½ año. A partir de aquí se podría ampliar para dotar a la base de mayor capacidad, hasta para 8 personas en períodos de un año, y empezar a utilizar los medios que la propia Luna puede ofrecer, como la consecución de minerales y elementos contenidos en su suelo.
    En general, una base lunar contendría los mismos elementos básicos que una estación orbital, pero considerando ahora la gravedad, que es de un sexto de la terrestre. Tal consideración implica que, aunque la gravedad es baja, vuelve a tener sentido el dotar de techo, suelo y paredes los módulos. Estos últimos irían enlazados como los de una estación orbital, y tendrían todos los sistemas de la misma (presión y ambiente, electricidad, comunicaciones, etc). Sin embargo, hay diferentes circunstancias. Por ejemplo, para protección contra radiaciones y micrometeoritos, además de llevar paredes como las conocidas, se puede incrementar la seguridad sencillamente enterrando la mayor parte de los módulos. Solo quedarían fuera las compuertas de entrada y salida, las plataformas de experimentos abiertos y los ventanales de observación y toma de energía solar. El resto pueden quedar cubiertos de tierra lunar que se echaría por encima con algún tipo de pala escavadora. Otro factor a considerar es que no serían necesarios puntos de acoplamiento, como ocurre con las naves y estaciones orbitales, aunque se pueda disponer de algunos para determinadas operaciones. La nave espacial aterrizaría en el puerto o explanada cercana, de que se dispondría.
    El terreno lunar, el regolito, también puede servir para hacer una especie de hormigón, cosa que ya ha sido ensayada con éxito obteniendo un bloque cerámico más duro, el doble, que el hormigón normal. Los técnicos de división espacial, creada en abril de 1987, de la empresa japonesa Shimizu Corp. estudiaron la creación de panales de módulos de hormigón de 5,6 m de altura por 3,58 m de lado en forma de hexágono. Un sistema robotizado se encargaría de hacer tales módulos a partir de la propia tierra lunar, denominada regolito, que sería hidratada con hielo pulverizado y se usaría un proceso de catalización por microondas.
    En la Universidad Politécnica de Barcelona, a través del equipo de Ignasi Casanova, se ha desarrollado un material similar para fabricar adoquines y material que servirá para hacer pistas, paredes, etc, en la Luna. El citado material es una especie de hormigón en el que, a falta de agua, se utiliza azufre solidificado por calor como aglomerante. La NASA aportó para las pruebas 60 Kg de un terreno volcánico de Arizona de caracteres similares al lunar. Sin embargo, en la Luna, el azufre no es muy abundante, estando cifrado en un 0,2 % de la constitución promedio del terreno lunar. En este proyecto también participan otros centros de investigación americanos y de Asia.
    Anteriormente, los americanos experimentaron para conseguir un material idéntico prácticamente a las rocas lunares que llamaron “lunita”. El material regolito lunar es poroso y contiene polvo, arenilla, partículas de rocas basálticas y de tipo cristalino. La consecución del material sucedáneo se realizó en instalaciones especiales con sometimiento a altas y bajas temperaturas en el vacío, imitando el bombardeo de radiación con rayos láser. Se reconstruyó el proceso eruptivo empleando basalto en un crisol con un hilo de wolframio con corriente eléctrica. La alta temperatura de 1.500ºC hizo hervir al basalto, en el que se inyectó helio por el fondo del crisol, de modo que se hizo crear una minimontaña eruptiva. El chorro de basalto ardiendo chocó con una lámina de cristal constantemente sometida a refrigeración para imitar el frío cósmico. El resultado es una roca artificial gris oscura, porosa.
    Los americanos ensayaron con piedra triturada de una zona de Minnesota, muy similar al terreno lunar, sometiéndola a 1.200ºC y mezclándola con agua para dar lugar a un hormigón “selenita” que resultó dos veces más resistente que el normal terrestre.
    Sea como fuere el tipo de hormigón o similar para la Luna (y es válido también para Marte), a su carácter meramente mecánico se añade el elemento resistente a los bruscos cambios de temperatura, y resulta además indicado como absorbente de radiaciones. El uso de capas superficiales de terreno lunar no es una protección contra los rayos cósmicos porque generaría emisiones secundarias peligrosas a base de neutrones.  
    Aparte del probable hielo lunar en sus polos, se podría obtener agua del polvo lunar, extrayendo sus elementos, H y O, pero a base de un gran gasto de electricidad y calor, aunque esto último se puede conseguir con la concentración de luz solar; con tal método se pueden lograr los 1.200ºC necesarios. La rentabilidad del proceso no se cita.
    También es posible utilizar la tierra lunar para obtener elementos químicos aprovechables. Del polvo lunar son extraíbles elementos como el hidrógeno, el nitrógeno, titanio, fósforo, cromo, manganeso, y otros. Un elemento fácil de conseguir e igualmente de útil será el oxígeno, que se puede extraer con facilidad de los minerales lunares, bien por pirolisis, electrólisis o reducción con hidrógeno; la obtención de este elemento se puede realizar por una veintena de procedimientos. El oxígeno tendría destino tanto a la propulsión como para el sistema de ambiente respirable. Su obtención se realizaría calentando el polvo lunar a 1.430ºC, temperatura que lo fundiría, y sometiéndolo a corriente eléctrica, obtenida de la energía solar (con paneles). En un electrodo se obtiene el oxígeno y en el otro el hierro y silicio. Rusos y americanos probaron al respecto en tierra un robot de unos 10 Kg de peso que, con mando a distancia por Internet desde América, tomaba muestras de suelo simulando recogida de terreno lunar y lo calentaba en un horno hasta 1.000ºC para hacerlo reaccionar con carbón para obtener monóxido de carbono primero, dióxido y carbón luego y oxígeno del dióxido por electrólisis finalmente.
    Precisamente para la extracción del oxígeno para respirar del regolito lunar, la NASA anunciaba en 2005 el concurso MoonROx destinado a incentivar la tecnología apropiada para tal finalidad. El equipo a construir debería lograr sacar más de 5 Kg de oxígeno en un máximo de 8 h de un terreno simulado selenita conseguido con ceniza volcánica. El premio entonces ofrecido es de ¼ de millón de dólares con fecha límite de presentación del equipo en la del 1 de junio de 2008.
    Otro elemento abundante en el suelo lunar es el vidrio, formado a partir de los choques de meteoritos que fundieron parte del mismo.
    El uso de la energía solar sería básico, pero hay que tener en cuenta que la noche lunar es larga, de 14 días por lo que sistemas complementarios, como acumuladores de reserva y energía nuclear, serán necesarios.
    Para utilizar como combustible de reactores de fusión, está el Helio 3 que en la Luna se produce como resultado del continuo bombardeo de la superficie selenita por parte del viento y radiación solar; se encuentra retenido por el dióxido de titanio. Los impactos de meteoritos han hecho que tal elemento haya venido quedando enterrado en el suelo lunar. Con 100 Kg de He3 y deuterio se puede fusionar en una central termonuclear para conseguir eléctricamente unos 1.000 megavatios. Hay en la Luna una cantidad que se cifra en un millón de Tm (solo en el Mar de la Tranquilidad se cree que hay unas 7.000 Tm), lo cual es sobrado para cualquier aspiración energética humana en la Luna, pero el problema reside en que la tecnología para su obtención aun no está desarrollada y tardará décadas en desarrollarse. Además, conseguir 1 Tm de Helio 3 supone cribar miles de Tm de terreno lunar lo que llevará a una ardua empresa y a dejar la Luna con un aspecto que va a ser criticable y dudoso de aceptar.
    En 1998, los americanos disponían de un mapa lunar de distribución aproximada de este elemento, resultando que la mayor abundancia está en la cara oculta. Tal mapa fue confeccionado por las Universidades de Hawai y Arizona.

    Con el tiempo, cuando la tecnología se haya desarrollado mucho más, se podrán hacer pequeñas ciudades lunares, bajo grandes y transparentes cúpulas sometidas a presión, crear espacios verdes con cultivos en ellas, etc. En el huerto lunar sería posible hacer crecer tomates, alubias, rábanos, trigo, zanahorias, repollos, y otras hortalizas; en los laboratorios de Houston se hicieron pruebas positivas al respecto. Pero el día lunar, de 14 días terrestres de Sol y 14 de noche, es un período terrible para las plantas terrestres, ante el que sucumben. A este respecto, la Academia de Ciencias de Siberia consiguió mantener el trigo en hibernación haciendo descender la temperatura a solo 1ºC durante el período de la larga noche lunar y mientras fue el largo día crecieron de modo ininterrumpido. Ello es una abierta esperanza a los cultivos en la Luna puesto que al final el ciclo de crecimiento había durado lo mismo que el normal de la Tierra.
    Un proyecto interesante de colonización lunar lo realiza Marshall T. Savage proponiendo el uso de los abundantísimos cráteres lunares para cerrarlos por los bordes en cúpulas o burbujas de silicona con una envuelta de agua de varios metros de grueso bajo una capa externa de polvo lunar y oro; el agua serviría para absorber radiación y la presión de la burbuja. Se usaría además un entramado de cables de titanio para el sostenimiento de la burbuja y con capacidad de soportar 7 Tm por cm^2.
    También se ha de considerar que el polvo lunar, que hemos citado como fuente de recursos, es a la vez una fuente de problemas puesto que se introduce por doquier causando problemas de bloqueo de las más finas mecánicas en todo tipo de instrumental. Así que será un factor a tener presente. Ello será igualmente válido para Marte y obligará a tomar medidas y desarrollar técnicas que consigan repeler el polvo y evitar que su cualidad abrasiva cause daño tanto a instrumental como a la salud de los astronautas (silicosis).
    Solo habrá una frontera: la falta de la gravedad terrestre en la Luna causará problemas a los que regresen a la Tierra al cabo de mucho tiempo y el nacimiento y crecimiento de bebés allí por esta razón es hoy discutible aunque nos refiramos a un lejano futuro. Sea como fuere, suerte o desgracia, la fisiología humana no va cambiar al mismo ritmo de la tecnología para adaptarse a períodos alternativos de gravedad y baja o nula gravedad. Sin embargo, la baja gravedad lunar no afecta negativamente tanto al hombre como la microgravedad orbital. Por ello hay sobre la Luna mejores perspectivas en este sentido.
    Es de pensar que esto solo llegará con el devenir de las centurias, pero hay previsiones más optimistas, como las de algunos japoneses que pretende abrir un hotel lunar y antes de finalizar el siglo XX ya pusieron fecha de apertura del mismo en el... 2045.
    Varias empresas niponas han hecho proyectos para bases lunares. Además de la Shimizu, están la Nishimatu Construction Corp., y la Obayashi.
    Tras la confirmación del descubrimiento del agua selenita en cantidad importante en 1998, la cadena de hoteles Hilton también proyectó su hotel lunar por medio del arquitecto británico Peter Inston. Lo concibió con 325 m de altura, para 5.000 habitaciones, con restaurantes, centro comercial, clínica, escuela, iglesia y hasta mar y playa artificiales. Con forma de carpa circense, tendría dos grandes paneles solares, plantas de reciclaje, granja de animales domésticos, etc. La fecha de apertura del hotel... igualmente para aproximadamente el año 2.050.
    Los japoneses trazaban planes hacia 1994 para crear en el 2024 una estación lunar para 6 astronautas. El proyecto, de un costo calculado entonces en 28.000 millones de dólares, preveía el lanzamiento de 89 impulsores H-2 perfeccionados. Sistemas robotizados construirían la estación, cuyos fines serían científicos y exploratorios. Así pues, el hotel lunar, al menos sobre planos, no está tan lejos para los nipones...
    Al margen del establecimiento de una base lunar, aun quedan proyectos de viajes lunares con naves espaciales, como en el caso chino. A mediados de los 90, China tenía entre sus planes para el inicio del siglo siguiente el viaje tripulado a la Luna, si bien luego lo desmintió.
    En 1998, con la confirmación del hallazgo de agua en los polos de la Luna en cantidad importante, de al menos 33 millones de Tm en forma de hielo, abrió una nueva perspectiva para la colonización selenita. Como en las civilizaciones terrestres, las ciudades se anclaron al lado de ríos, lagos y mares, al lado del agua, en la Luna es fácil pensar que las primeras bases se establecerán cerca pues de los polos para instalar plantas de consecución de ese agua; con el mismo se obtendrán también oxígeno para respirar, combustible para células de energía eléctrica, como las utilizadas por las naves espaciales, y LOX y LH para los motores de los cohetes. Dado que el agua está en forma de hielo y mezclada por el terreno lunar, bajo temperaturas del orden de más de 150ºC bajo cero, obligaría al desarrollo de maquinaria que para trabajar en todos estos procesos de calentamiento y separación del agua tendría que soportar tal grado de congelación; lo cual es un desafío tecnología importante y caro, pero posible.
    Las necesidades humanas de agua en una base tal serían entre 370 y los 450 litros por persona al día, que se gastarían en bebida y comida, y limpieza. Además se utilizaría más para regar huertos selenitas bajo cúpulas. Con tal consumo, y sin contar el reciclaje del agua, los depósitos descubiertos de hielo lunar podrían permitir subsistir en estos aspectos como mínimo a una colonia de 1.000 personas durante 200 años; o bien para 500 personas durante 400 años, o si se piensa que en vez de una pequeña ciudad o colonia, en establecer una gran base para 100 personas, las disponibilidades serían suficientes para dos mil años...
    En 2005 Ben Bussey, de la Universidad John Hopkins, aseguraba tener claro al menos un punto ideal de asentamiento selenita. Se trata del borde del cráter Peary, cercano al Polo Norte, que recibe la luz solar de continuo y registra una “suave” temperatura (consideradas las demás) de solo 50ºC de diferencia entre máximas y mínimas. Además, bajo la creencia de que en el cráter haya hielo y por tanto se pueda obtener agua.
    En el otoño de 2006 los planes apuntan más bien al Polo Sur, de iguales favorables circunstancias de luz y recursos materiales; en concreto se habla del cráter Shackleton. Entonces la NASA anunciaba un proyecto aun sin detallar pero que podría concluir con una base en 2024 a ojos de tal momento. La tripulación ocuparía una base semienterrada de forma permanente en períodos de 6 meses y con el tiempo se dispondría de vehículos todoterreno de exploración. Los americanos cuentan aquí con recibir el apoyo y la participación internacional.
    A finales de 2012 trascienden las intenciones de la empresa americana Golden Spike, de Colorado, de crear un programa privado de vuelos tripulados lunares a partir de 2020, pretendiendo llevar a nuestro satélite a turistas adinerados o empresas interesadas en tales viajes para una estancia allí de 2 días. Estima tal compañía que el coste unitario de tal tipo de vuelo, en el momento que se hiciera de forma masiva, podría rebajarse a solo 1.500 millones de dólares, si bien la inversión para el vuelo inicial estimaron que sería del orden de los 8.000 millones.
    En 2015 se presenta un avance de proyecto de arquitectura del estudio Foster+Partners de Londres, con apoyo de la ESA, para construir en la Luna viviendas para 4 personas con el uso de un sistema 3D, de estructura hinchable, y el uso de material lunar regolito, tubos modulares en la base y cúpulas inflables. Un regolito simulado se probó a tal efecto por entonces. El lugar pensado para su ubicación sería también el cráter Shackleton por su exposición permanente a la luz solar.

    Finalmente hay que señalar que una de las labores que en el futuro tendrán los humanos en la Luna es la de delimitar y proteger como monumentos los lugares históricos de aterrizaje e impacto de las sondas y naves tripuladas Apollo, sobre todo de los primeros; aunque seguramente extraerán y quitaran algunas piezas o partes para análisis y estudio de los efectos erosivos al cabo del tiempo, o por otras razones.
   
        =
LA COLONIZACION DE MARTE.

    La colonización de Marte, aun más lejana que la lunar, tardará mucho en llegar, demasiado para nuestra escala de humanos; es difícil aventurarlo, pero seguramente estamos en una escala de cientos de años. Primero habrá de hacerse el viaje tripulado, pero cuando llegue será parecido a la mencionada para la Luna, salvo en las peculiaridades que presente el planeta respecto a ésta.
    La gran distancia a Marte, no hace falta decir que es el gran escollo. La colonización llegará con cierto parecido a la lunar, tratando de aprovechar los recursos del lugar y situando módulos habitables y científicos e industriales a nivel de superficie y enterrados. Sin embargo, en Marte las posibilidades de recursos son mayores que en la Luna. Hay más gravedad, una pequeña atmósfera y mayor posibilidad de lograr elementos y minerales aprovechables para la subsistencia humana, incluida la propulsión. Así pues, lo mencionado para la colonización lunar es aquí válido con las variaciones que las propias peculiaridades de Marte implican. No repetimos pues la cita a la consecución de elementos a partir del suelo marciano, aunque si recalcar que aquí la obtención de agua, por ejemplo, es más fácil, porque al menos en algunas zonas hay hielo en el subsuelo. Implica ello no solo agua, sino oxígeno respirable y propulsante para los cohetes.
    Por otra parte, la colonización de Marte o las posibilidades de vuelos a Marte podrían pasar por ser viables previa ocupación de la Luna para hacer a ésta de estación de servicio en el reabastecimiento de propulsante, o de H y O en general. Un estudio publicado en 2015 al respecto pone de relieve que se podría reducir el peso de la astronave al partir en la Tierra en nada menos que en un 68% si va primero a la Luna y reposta allí. Pero para ello habría que crear primero una infraestructura selenita al respecto, con sistemas de separación del H y el O a partir del agua lunar, y su preparación para la recarga de los depósitos. Ello no sería probablemente rentable para un solo vuelo, pero sí para varios.
    La protección del medio marciano marcará muchas condiciones de la colonización. El frío extremo de varias decenas de grados bajo cero no será sino el menor de los inconvenientes. Algo peor pueden ser las tormentas de polvo, que pueden durar años e inundar o taponar rendijas, la más mínima grieta y cualquier conducto en contacto con el exterior. Y más preocupante aun, la radiación no encuentra allí freno en la débil atmósfera. La radiación UV no es frenada por capa de ozono alguna y los rayos cósmicos llegan al suelo fácilmente. Todo ello exigirá protección en trajes y habitáculos, prácticamente como si fuera en pleno cosmos.
    Además, el polvo marciano, en cierta medida peor que el lunar, y ambos peligrosos para la salud humana si se respiran, posee como componentes óxidos de varios minerales, especialmente del hierro. Su carácter oxidante puede ser corrosivo o erosionante para plásticos y otros materiales orgánicos. Según se cree, el citado polvo podría tener toxicidad en compuestos como el arsénico y el cromo hexavalente.
    En los estudios de la NASA (2006) acerca de medios para repeler el polvo marciano y lunar en paneles solares y trajes espaciales se contempla el uso de corrientes alternas con electrodos de óxido de indio y titanio (entonces en uso en las pantallas de las agendas electrónicas domésticas) separados 1 cm; los materiales resultan transparentes por lo que pueden usarse sobre cascos y piezas similares.
    Así pues, el modo de habitar Marte será desde estaciones más o menos subterráneas, el aprovechamiento de recursos, como el agua y quizá de minerales, siempre a medida que la evolución técnica vaya en aumento, en parámetros hoy impensables. El agua marciana tiene su utilidad no solo como tal, sino en sus componentes, hidrógeno y oxígeno como propulsantes y para respirar el último. Como agua subterránea filtrada, habrá muchas posibilidades de que sea salada si es la procedente de antiguos mares, punto que habrá que considerar.
    También será posible aprovechar el terreno del planeta para plantaciones vegetales. Tal uso del suelo marciano para plantas terrestres podría exigir de éstas una modificación genética que pudiera contrarrestar las condiciones extremas del planeta. En 2001 se planificaba el posible envío a Marte de 10 variedades de semilla de la planta Arabidopsis para 2007. Tal planta tiene un ciclo de vida de un mes y su secuencia genética era ya conocida. Se pensaba dotarla de luz fluorescente bajo una calculada condición del ambiente, según la abundancia de determinados elementos o compuestos del suelo; tal respuesta bioquímica vegetal es ya conocida entonces en otros seres, especialmente los marinos y también en algunos animales. La plantación se realizaría con una paleta de la sonda y tras abonarlas, se esperaba que germinaran en el terreno marciano, en un entorno especie de mini-invernadero. Con una cámara se observaría luego el crecimiento. De este modo se esperaba demostrar y estudiar el futuro crecimiento de vegetales en el terreno marciano.
    Sin embargo, no se ha de olvidar que el terreno marciano guarda compuestos también tóxicos para el hombre, como el carcinógeno cromo hexavalente, por lo que habrá que seleccionar bien los futuros “campos de cultivo” y su depuración.
    A pesar de ello, ya se han hecho algunas simulaciones o pruebas agrarias (2016, colaboración del Centro Ames de la NASA con Perú) con terrenos áridos y de igual condición salina que la marciana (desierto de La Joya, en el sur de Perú, donde hay una concentración de sodio y boro 20 veces superior). Se han plantado 65 variedades de patata en tales condiciones y el resultado de la germinación ha sido positivo con 5. Sin embargo, pruebas iguales con trigo, frijoles y quinoa, no resultaron. De todas formas, en Marte, la agricultura también tiene que contar, además de las especies a elegir, con otros factores como radiación y los elementos tóxicos del terreno, si bien haría falta buscar lugares y terrenos más favorables, incluso extraídos del subsuelo, y utilizar correctores químicos y cúpulas de protección, amén del agua, claro.
    Existe la posibilidad también de utilizar vegetales para producir oxígeno, no solo para alimentación. A este respecto, una de las especies que según la NASA está más predispuesta para plantar en Marte son algunas especies de pinos, de gran resistencia al frío y aptos para la alta montaña, con presión baja. Existen pinos que se han adaptado a más de 4.000 m de altitud, como los del Pico de Orizaba (México), y que además conviven con ciertas bacterias en simbiosis.
    En cuanto a energía, las posibilidades de los paneles solares en Marte son menores a las terrestres en tanto que la distancia al Sol en mayor. Pero existe un factor allí de aprovechamiento energético que es el eólico. Marte tiene corrientes atmosféricas importantes que pueden ser aprovechadas por aerogeneradores. En la Tierra se han probado este tipo de instalaciones en zonas polares y se vislumbran como una alternativa viable para Marte, para sus zonas altas latitudes así como para suplir a los paneles solares en casos de sombreado por tormentas de polvo, frecuentes en el planeta rojo. Como sea que tampoco el viento marciano es constante, en los momentos de calma habría solo posibilidad para los paneles solares. La velocidad mínima del viento allí para hacer funcionar un aerogenerador, considerada la muy baja densidad, ha de ser de 30 m/seg; en la Tierra, el mínimo para igual finalidad es de 10 m/seg. La NASA encargó a principios de Siglo XXI a la empresa Northern Power Systems un estudio y desarrollo al respecto que debía concluir en un sistema híbrido (paneles-aerogenerador) para ser probado en Kotzebue, Alaska, lugar frío pero de corrientes aéreas.
    La activa Mars Society probaba en 2002 cómo podría ser la vida en Marte desde el desierto de Nevada, cerca de Hanksville. Allí instalaron diversos científicos y especialistas, 4 hombres y 2 mujeres, un par de habitáculos, uno de vivienda y otro un invernadero, y hacían todo lo que se supone que podría ser la vida humana en Marte, saliendo al exterior con trajes espaciales simulados, examinando muestras de terreno, etc. De tal modo, pensaron en idear las herramientas y técnicas necesarias para la vida cotidiana y científica en Marte.
    Todo será posible en el futuro sin duda alguna; repetimos una vez más, si la economía de nuestro mundo lo permite. Técnicamente hoy sería posible viajar y vivir en Marte, pero el costo es tan desorbitado que no precisa mucho cálculo. Así que esta página solo podrá ser ampliada en un futuro para el que, eso sí, ya ha comenzado la preparación.

            -
¿UN MARTE HABITABLE?

    Una alternativa también contemplada al establecimiento de bases e incluso ciudades terrestres en Marte, es una posibilidad, hoy totalmente ficticia, de manipular las hoy inhabitables atmósfera y el clima del planeta; casi nada para quienes no son capaces de controlar el del propio planeta (curiosamente quizá menos conocido, por ser más complejo, en este aspecto).
    Marte es el cuerpo del Sistema Solar más parecido a la Tierra. Tiene estaciones en su clima, un día con solo media hora de diferencia al nuestro, aunque el año es casi el doble, y la gravedad es la mitad. Su atmósfera es muy tenue, tanto que su presión no nos servirá más que para detener algunos micrometeoritos. Pero algo es algo y este imposible sueño del hombre es lo mejor que tenemos.
    ¿Cómo hacer un Marte mínimamente habitable? Primero: Hay que calentar el planeta. Segundo: Plantar vegetales que vayan liberando oxígeno. Problema: aunque la teoría parece correcta, no se menciona la falta de una mínima presión, porque liberar oxígeno no significa aumentar su presión en un grado práctico o necesario para la vida humana.
    Calentar el planeta puede hacerse con gases que creen en su atmósfera el efecto invernadero (por ejemplo, tetrafluoruro de carbono, hexafluoruro sulfúrico, óxido nitroso, metano y amoníaco) con lo que la radiación solar no sería reflejada y devuelta al espacio. Para llevara cabo esta opción se tendrían que distribuir por todo el planeta cientos de miniplantas químicas conversoras, de unos 2 o 3 m de diámetro, que funcionarían con ayuda de energía solar de forma autónoma.
    El calentamiento también podría hacerse con una estructura panelada de espejos de 125 Km de ancha enfocada hacia los polos para reflejar hacia allí el Sol desde una altura orbital de unos 200.000 Km. Los blancos casquetes polares se irían descongelando a medida que fuera aumentando gradualmente la temperatura del planeta y humedeciendo su atmósfera y comenzaría un ciclo. Sin embargo, el proceso sería extraordinariamente lento, de muchas décadas, quizá de cientos de años, posiblemente miles pese al optimismo de algunos. Otro sistema podría ser regar los polos con sustancias oscuras que hicieran absorber más calor a los mismos hasta evaporarlos; según Sagan y otros estudiosos del asunto, el período necesario podría durar solo unos 100 años.
    Luego, los vegetales y otros seres microcelulares (algas y bacterias primero y plantas después) irían extendiéndose, según su calidad para resistir y adaptarse a las condiciones aun hostiles de Marte. La conversión del dióxido de carbono en oxígeno por las produciría un gas respirable para el hombre... pero se calcula que al cabo de cien mil años como mínimo. Además, esta hipótesis olvida que la presión en Marte, aunque aumentara algo, seguiría tan baja para nosotros que no se puede ni considerar. De nuestra Tierra, algunos microbios y posiblemente líquenes soportarían antes condiciones tales y puede que se desarrollaran dentro de una evolución difícil pero posible. La baja gravedad marciana sería otro gran inconveniente para retener el oxígeno y la atmósfera. Por otra parte, los plazos, las cifras del tiempo dadas para esta conversión marciana son probablemente excesivamente optimistas y no cuentan con que estas circunstancias de habitabilidad exigen ciclos de continuidad autosolvente, cosa que se antoja bastante difícil porque el papel de la energía solar, que allí es la mitad de la que hay sobre la Tierra, determina una influencia en los ciclos atmosféricos de dudosa viabilidad para cuanto se expone.
    La habitabilidad atmosférica podría hacerse con mucho dinero, con técnicas futuras más viables que las ahora planificadas, con paciencia (de varios siglos… o milenios), pero lo que no tiene solución para el Marte más habitable es la misma baja gravedad que podría dar lugar a mutaciones, o a una evolución, en las sucesivas generaciones de seres superiores terrestres que allí vivieran. Para el ser humano los huesos crecerían al principio, los esfuerzos serían bastante menos de la mitad que en la Tierra, pero ¿y cuando sus habitantes volvieran a la Tierra, con una gravedad muy superior? ¿Estarían condenados a ser una débil y enfermiza generación marciana?
    Pero además de la gravedad hay otro factor insuperable: la falta de un mínimo campo magnético protector. Ello haría que los hipotéticos habitantes de Marte estuvieran sometidos en su superficie al bombardeo de radiación solar y del cosmos profundo, si bien en las ciudades se podrían utilizar enormes y costosísimas cúpulas protectoras.
   
Son nombres a citar para estas historias de terraformación de Marte el citado Carl Sagan, Christopher McKay, James Lovelock, Martyn Fogg, Zubrin, etc. Otro, posterior, es el magnate de la industria espacial Elon Musk, que ha dejado caer la posibilidad de bombardear con cargas termonucleares los polos marcianos para derretirlos y provocar una dinámica planetaria que pueda llevar a su habitabilidad; tal bombardeo se complementaría luego aportando dióxido de carbono (obtenido in situ, claro) para propiciar el efecto invernadero y calentar el planeta, así como densificar su atmósfera y lograr un mínimo ciclo del agua. Pero como otros, comete el error de ignorar que la baja gravedad de Marte va a seguir siendo un gran problema, sin contar la falta de una magnetosfera significativa y que el proceso de terraformación nadie sabe cuanto duraría, expresado en cientos o miles de años cuanto menos (entre otros problemas) pues no se trata de una cámara de experimentación sino todo un planeta; todo ello sin contar que contaminaría prácticamente para siempre tales aguas polares en las explosiones y que completar el proceso aportando organismos vivos terrestres puede que no resulte muy aceptable para muchos, dudosos de los inciertos resultados y cuyos efectos reales podrían derivar muy fácilmente hacia una catástrofe incontrolable. Por otra parte resulta más que dudoso que el aporte a la atmósfera del CO2 resultante del bombardeo pueda ser mayor de un 0,15%, lo que a efectos prácticos es insignificante en tal atmósfera; y por tanto no supondría un aumento de temperatura de efectos relevantes dentro de los niveles térmicos extremos de tal planeta (daría igual 40 que 50 grados bajo cero...). Y si se derrite todo el agua marciana con un incalculable número (cientos) de bombas de hidrógeno, con tal temperatura se quedaría de nuevo congelada. Es decir, tal operación sería un fracaso mírese como se mire.
    A principios de marzo de 2017 se da a conocer la propuesta de la NASA para crear un campo magnético marciano mediante la colocación de un escudo magnético dipolo en el punto Lagrange 1 de Marte (Mars L1). De tal modo, la NASA cree que se podría llegar a lograr una magnetosfera artificial que frene la radiación allí llegada y luego un mayor equilibrio atmosférico  que impida la pérdida continua hacia el espacio de iones de oxígeno; a su vez a más plazo, con un aumento de 4ºC se derretirían los hielos de dióxido de carbono del polo norte marciano, crearían un efecto invernadero que aumentaría más la temperatura y derretiría el hielo de agua y se permitiría así que se recuperen los mares marcianos en una séptima parte de los que hubo en otro tiempo y llegar a hacer un Marte más acogedor para el ser humano. Se quiere creer que tal escudo podría ser posible con estructuras inflables. Al respecto han realizado simulaciones el Centro Goddard de la NASA, la Universidad de Colorado, la de Princeton y el Laboratorio Rutherford Appleton.

    Además del caso marciano, la imaginación humana también ha planificado transformar otros cuerpos. Pero como los que sabemos del Sistema Solar no son muy dados a la llamada terraformación algunos han planificado incluso tal transformación para hacer habitables planetas parecidos al nuestro en... las estrellas. En este caso, el atrevimiento va tan lejos que divagar sobre ello resulta pura ficción, y nos evita mayor mención.


    >
UN FUTURO LEJANO. ¿PODREMOS ALGÚN DÍA IR A LAS ESTRELLAS?

Si ir a la Luna fue un sueño de una generación pasada,
e ir a Marte es el sueño de esta generación,
ir a las estrellas será el sueño de todas las generaciones venideras.


    ¿Podremos algún día visitar otros planetas habitables y entablar contacto con seres de nuestro rango de civilización en otros lugares del Universo? Recordemos que las distancias a otras estrellas a la velocidad de la luz (no lograda con ingenio humano aun) son de decenas de años, cientos, miles de años, en nuestra Vía Láctea que tiene 100.000 años-luz de diámetro, y si nos referimos a otras galaxias no digamos más.
    ¿Podremos ir? Pienso que sí, pero del modo que no imaginamos hoy aun, y dentro de ¿quien sabe cuantos cientos o miles de años? Nadie el Siglo XVII o XVIII se hubiera imaginado que los cohetes nos llevarían al espacio y la Luna, sencillamente porque los que existían entonces no eran más que cohetes de feria o poco más. Hoy nadie cree que el sistema de cohetes, ni siguiera el nuclear (de controladas explosiones nucleares, en sistema aun no desarrollado), nos pueda llevar a las estrellas. Ni nadie se embarcará congelado, suponiendo que la hibernación sea posible para tal viaje porque no volvería a nuestro planeta o si vuelve no sería a la misma época, ni hallaría ya a su familia y amigos y conocidos. No tendría sentido. El sistema ha de ser otro. Además, la falta de gravedad causa problemas en el cuerpo humano por lo que un viaje tal precisa de algún tipo de efecto que imite la gravedad.
    O quizá si se hibernan los tripulantes, cosa por otra parte aun imposible, no haga falta gravedad ni importe nada el factor tiempo. Claro que no ha de importar ni el regreso ni dejar atrás la familia. Un proyecto expuesto cita el viaje de una colonia de 400 o 500 personas hibernadas en una astronave impulsada por un reactor nuclear que se alimentaría parcialmente hasta de los átomos de hidrógeno que recogiera en el trayecto. La velocidad de crucero a alcanzar en un determinado período de tiempo: una cercana a la velocidad de la luz. Así de fácil. Obsérvese que ni siquiera nos molestamos en citar el destino: sencillamente aun no existe. Porque naturalmente primero hay que descubrir uno parecido al nuestro y eso también es muy difícil. No se va a ir a ciegas a un infinito tal.
    Hoy en día (2014) existe la posibilidad de una semihibernación que ha sido denominada como “torpor”, sometiendo temporalmente al cuerpo fisiológico a baja temperatura para ralentizar los procesos metabólicos, de modo que el consumo de energía corporal (oxígeno y alimentos) baja notablemente. El astronauta quedaría en un estado similar al sueño y estaría conectado por vía intravenosa a tubos que aportarían dosificadamente un suero alimenticio y oxígeno, amén de controlar su estado general. Para tratar de contrarrestar los efectos negativos de la microgravedad en los músculos, como su atrofia, los mismos tendrían una estimulación eléctrica como la ya existente a base de parches neuromusculares. De tal modo quedaría reducida de forma muy importante la dotación de aprovisionamiento y por tanto de masa e intendencia. Esto podría ser de aplicación en vuelos más allá de la Luna (Marte y los satélites de los planetas exteriores).
    Otro problema más es que cuando se calcula la velocidad, el impulso y la ingente cantidad de propulsante para un viaje semejante, pocos citan que es necesario en realidad casi otro tanto para frenar la nave a su llegada a destino, si bien existen proyectos que contemplan el aprovechamiento del gas interestelar del medio que se atraviesa, principalmente hidrógeno.
    Según parecer de algunos “evaluadores del futuro” de la NASA en 2002, el hombre podría colonizar el espacio a partir del 2.050 con medios técnicos propulsores basados en el láser. Aprovecharon entonces para aventurar la posibilidad, un poco más lejana (y tanto), de que en una misión interestelar lleguen a fin de trayecto solo los descendientes de los que comiencen el vuelo, dada la duración de este tipo de viajes. Esta opción tan optimista resulta algo más que dudosa para voluntarios humanos salvo en caso de una catástrofe planetaria que afectara también a otros cuerpos cercanos colonizables (como la Luna o Marte; sobre todo este último); y ello sin contar con los medios técnicos de habitabilidad y propulsores de la nave en cuestión. Parece evidente que tales medios no estarán al alcance humano, por falta de técnicas aun y el bestial coste que supone, en los próximos siglos. Claro que, quizá en las décadas o siglos próximos, también las ciencias “adelanten que sea una barbaridad”, emulando aquella vieja frase, y todo sea más fácil que las perspectivas actuales.
    En el viaje interestelar se plantean además otro tipo de problemas. Serían los puramente humanos de una colonia, de convivencia, relaciones jerárquicas, interparentales, etc. También se cita la posibilidad de un viaje solo de mujeres que se irían fecundando artificialmente en el vuelo, con lo cual la presencia masculina inicial no sería necesaria con lo que se aligeraría peso en el arranque; esto resulta un tanto anecdótico o curioso, y quizá en el futuro produzca risa, pero hay quien piensa en todo... conforme a los cánones del presente.

    Por otra parte, es posible que, si un día se construya algún tipo de motor cohete muy potente, por ejemplo uno de fusión nuclear, se emprenda un viaje hacia alguna estrella próxima y seguro que ese primer vuelo será de un modelo de sonda interplanetaria no tripulada.
    Enviar una sonda no tripulada no cambiaría el sistema propulsor, aunque sí su potencia por el menor peso necesario, ni el estado de las cosas. El sistema más realista propuesto seguiría siendo el nuclear. Sin embargo, la transmisión de las investigaciones, una vez llegada al cabo de los siglos o milenios al sistema solar que fuera, solo podrían ser un regalo para unos lejanos descendientes. Algo así como si nos llegaran ahora, de golpe, toda la información sobre las pinturas rupestres o, quizá aun más, sobre los dinosaurios. Si nos conformamos con ir a las estrellas cercanas, en las que la posibilidad de vida no es muy alta, el período sería menor, de unas decenas de años. Depende en definitiva del destino. Además, no hay que olvidar lo difícil que puede ser acertar en el blanco puesto que recordemos que nos dirigimos a un objetivo del que tenemos solo la información llegada al cabo de decenas, cientos o miles de años luz o más. Con ello, apuntamos que en realidad ese objetivo, cuando llegue la nave, estaría en otra parte. La referencia es siempre para las pequeñas distancias, para nuestra galaxia. Más allá resulta una solemne tontería la menor especulación, bajo nuestros planteamientos actuales... ¿o quizá no?
    Tenemos a este respecto de nave no tripulada hacia una estrella cercana el proyecto Dédalo, o el proyecto Orión, cuya nave iría impulsada por la explosión de 5 cargas nucleares cada segundo, o el proyecto Bussard, que aprovecharía los protones del entorno espacial para las explosiones nucleares impulsoras, y otros de similar índole. En el proyecto Orión se llegó a hacer un prototipo de prueba llamado Put que con 5 cargas de explosivo convencional se elevó en 60 m. Trabajó en el proyecto Orión la General Atomic/General Dynamics bajo contrato de la NASA en julio de 1963.
    El proyecto Dédalo fue estudiado por la Sociedad Interplanetaria Británica entre 1973 y 1977 para enviar a una estrella cercana (Barnard, a 5,91 años luz, o quizá Alfa Centauri, a 4,3 años-luz) en una fecha imprecisa una sonda dotada con un motor nuclear teórico que dispararía 250 minibombas de hidrógeno por segundo y alcanzaría los 36.000 Km/seg, o sea el 12 % de la velocidad de la luz. Su destino sería la estrella Barnard, a 6 años luz de nosotros, que es la segunda estrella más cercana y en la que se presume la existencia de planetas. Allí soltaría 20 o más sondas en dirección a los distintos cuerpos que hallara. Sobre el papel, de poderse construir tal nave y sobre todo tal motor, la misma llegaría a la estrella en unos 50 años y transmitiría los datos a la Tierra, tardando los mismos tales 6 años. El modelo de sonda sería de aluminio y titanio, utilizaría como propulsante helio 3 y su costo (de los 70) sería de 100.000 millones de dólares. Tendría 190 m de longitud y pesaría como mínimo 54.000 Tm, de las que 450 sería de carga útil y 20.000 serían de combustible helio 3, considerando que otro tipo, como el deuterio, generan neutrones destructivos. El combustible iría congelado a -270ºC y sería inyectado en pastillas sobre las que actuarían electrones de alta energía procedentes de generadores adecuados. El inconveniente llega cuando se asegura para encender el motor se precisan 250 millones de voltios y el combustible, según los planes, habría que cargarlo en Júpiter, donde sobra el helio, lo cual implica otro proyecto más. Así pues, se necesitarían fábricas en una órbita del citado planeta y sistemas de extracción de la parte alta de su atmósfera. Se calculó situar en 20 años 128 plantas de tal tipo y una flota de globos de 180 m de diámetro para almacenar selectivamente el helio 3. Casi nada en resumen. Un disparate de medios y tecnología, pues nada hemos aun dicho del escudo protector contra meteoritos de la nave, del sistema informático y su sistema de inteligencia artificial (que tendría que ser autónomo), etc.
    Pero no se piense por ello que la mismísima NASA no haya hecho una mínima consideración sobre el tema. De modo que incluso se planteó el llamado programa BPP, o sistema físico de propulsión avanzada, donde se consideran todas las posibles ideas revolucionarias que pudieran dar lugar en el futuro a nuevos sistemas de propulsión.
    El propio Administrador de la NASA comentó en 1999 la posibilidad de construir una sonda interestelar. El proyecto Yoda calculó el envío de una minisonda dotada de inteligencia artificial del tamaño de un bote de cerveza hacia Alfa Centauro, con parada y... fonda en un asteroide: porque en el mismo, antes de continuar viaje adquiriendo su forma definitiva, debía crecer con la absorción de carbono y hierro del mismo. Pero en 1999 esto aun era ficción pura... de no decirlo tal Administrador Samuel Goldin.

    Nuestra galaxia tiene el considerable diámetro de 100.000 años-luz y nuestro Sistema Solar está en un brazo, casi al borde de la misma. La estrella más cercana a nosotros es Próxima Centauri, a 4,2 años luz, un distancia insignificante comparada con cualquier otro sitio, aun desconocido, donde pudiera haber algún sistema y planeta como el nuestro; las estrellas más cercanas y parecidas al Sol son Tau Ceti, 0,34 luminosa respecto al mismo y a 10,2 años luz de distancia, y Epsilon Eridani, 0,31 de luminosidad respecto al Sol y a 10,5 años-luz. En el supuesto de disponer de un sistema propulsor que se acercara relativamente a la velocidad de la luz (que no tenemos aun, ni parece que se pueda fácilmente conseguir en las próximas décadas, seguramente siglos), se tardaría en nuestra escala de tiempo alrededor de 15 o 20 años en ir y venir a tal estrella más cercana; se cuenta también el tiempo de exploración, de un 1 o 2 años. Ir más lejos, a la siguiente, y volver supone unos 35 o 40 años. Con unos 70 años se alcanzaría solo a visitar unos 30 sistemas estelares. Y se ha de pensar que cualquier astronauta regresaría a un mundo 70 años más viejo que cuando partió, aunque él pudiera, por haberse acercado a la velocidad de la luz en el efecto relativista, volver menos envejecido y hasta encontrarse con la paradoja de ser más joven que sus hijos. En las estrellas siguientes, en cercanía, pronto se sobrepasaría la vida de cualquier ser humano y es también fácil que en un centenar de estrellas a la redonda de nosotros no se den las condiciones de vida que, como la nuestra, deseamos encontrar. Probablemente ni con la hibernación (es de repetir que tampoco está desarrollada aun para nuestro sistema fisiológico) querría ir nadie a la vuelta de la esquina de nuestra casa en el Universo. Porque, después de todo, solo iríamos a la esquina de la manzana donde vivimos en la escala de distancias cósmicas. Además, no hemos citado otro tipo de problemas que conlleva el viaje, y otras circunstancias añadidas, como los impactos de meteoritos, que a una velocidad muy grande son más difíciles de detectar y de impacto superior (por la inercia). Cuando vamos a Júpiter, por ejemplo, con una nave no tripulada sabemos que hay que cruzar un cinturón de asteroides y la nave ya va, por así decir, sobre aviso de lo que ha de hallar a su paso, pero un viaje a las estrellas implica el vuelo a lo desconocido. Una sonda no tripulada puede perderse si algo sale mal y las pérdidas solo sería económicas, pero ¿quien se va a embarcar en un vuelo tripulado parecido?
    Más problemas. En el supuesto de alcanzar casi la velocidad de la luz, según la teoría de la Einstein, el tiempo se detendría y la masa del cuerpo que la lograra tendería al infinito, comprimiendo su tamaño. El envejecimiento quedaría detenido. Cuando el astronauta volviera se hallaría con que sería mucho más joven que sus contemporáneos. Tales efectos podrían ser tanto menores a una velocidad tanto menor que la cercana a la de los 300.000 Km/seg.
    ¿Y que hay de un viaje más lejano aun? Con medios como los que conocemos o podemos aventurar del modo más optimista, incluso a la velocidad de la luz, recorrer las galaxias, los grupos de galaxias o el Universo, no entra ni en sueños por muchos siglos o milenios que pasen en razón al límite de la velocidad de la luz, o lo que es lo mismo, del tiempo. Recordemos que ahora solo tenemos datos de un Universo, cuando más distante, más lejano en el pasado. Muchas de las estrellas que ahora vemos relucir, en realidad ya no existen, o no están ya en la posición que las vemos. No es posible. Pero, ¿y si se descubre en el futuro algún sistema no pensado aun, y en el Universo no es todo como parece?

    Las fuerzas del Universo son 4, electromagnética, gravitatoria, nuclear fuerte y nuclear débil. Son conocidas, pero el problema astronáutico es la gravedad. Y aun librando la gravedad, vencida por los cohetes, cubrir la distancia entre estrellas precisa de algo más. Se precisa de un sistema que impulse continuamente la nave y acercarla lo más posible a la velocidad de la luz. El gasto de energía es tan descomunal e inimaginable como las distancias de las que tratamos. Entrar en detalles resulta tan inútil como desalentador.
    En el Universo existe por otra parte un factor que, cuando se refiere a vuelos espaciales interestelares en nuestra galaxia, y no digamos ya los intergalácticos, no parece tenerse nunca en cuenta. Para ir a una estrella concreta tenemos que conocer su posición, pero resulta que la posición que nosotros podemos conocer no es la real, sino la que tenía hace los años luz que la distancian. Por lo tanto, aun disponiendo de una nave que fuera a la velocidad de la luz, cuando llegáramos a la posición teórica de una estrella cuya luz hubiéramos visto primero, podría estar no ya en otra parte sino que hasta podría ya no existir, o encontrar por el camino cuerpos inesperados que hubieran aparecido en aquella posición por la propia expansión, creación estelar, etc. Evidentemente se puede predecir la ruta de una estrella y buscar una con vida larga (aunque no tan joven que suponga que sus planetas estén aun en período de bombardeo de asteroides y meteoritos), pero aun así difícilmente habrá garantías de las desconocidas incidencias del camino y del tiempo necesario.
    En el modelo de espacio de Einstein, el mismo es una especie de entramado cuyas líneas, por así decir, que se comprimen ante la presencia de materia, o bien la materia curva tales líneas, de modo que hay una tendencia de máxima curva hacia el centro del cuerpo de materia. ¿Cómo sería lo contrario? ¿Cómo sería la dilatación o efecto contrario a la presencia de la materia? ¿Es una línea plana? Repito que es solo una forma gráfica de expresión, pues el espacio no tiene líneas aunque por su naturaleza la interpretemos de tal modo. ¿Si la materia curva el espacio, un ente contrario a la naturaleza de la materia a estos efectos la curvaría en sentido contrario? ¿Tal sentido contrario sería una forma de antigravedad? ¿Se opone tal dilatación a la gravedad, y sería así la antigravedad? ¿Cual es el ente contrario a la materia? ¿La antimateria, la energía, o quizá la materia a la velocidad de la luz, como máxima expresión posible de la misma?

    Otra cuestión. Pongamos por cierto que existen naves extraterrestres que nos visitan discreta y regularmente (digamos que lo fueran algunos de los llamados OVNIs). ¿Que sistema utilizan para venir? Un contactado con los supuestos alienígenas mencionó que los mismos usan para visitarnos naves que aprovechan una especie de olas en esas líneas del espacio, atajos-agujeros, o contracciones-expansiones del mismo. Lo cual, si fuera cierto, tampoco parece darles demasiada autonomía y posibilidades. ¿O son naves materializadas que utilizan, no el espacio físico, sino otras dimensiones paralelas?
    Siguiendo en el supuesto de que los OVNIs fueran naves físicas extraterrestres, el examen de su apariencia nos puede apuntar algo. Casi todos los modelos, o al menos estadísticamente por mayoría, se acercan al típico platillo volante. Es decir, las naves son mayormente redondas, ovales. ¿Nos dice algo de su sistema de propulsión? ¿De qué otra forma podría ser? Desde luego no podrán ser como la psicodélica parafernalia de las películas tipo “La guerra de las galaxias”, pero la forma gasodinámica puede ocultar su sistema propulsor. Se cita en los casos de encuentros con platillos que su cercanía causa el efecto de anular nuestros sistemas eléctricos y que en los aterrizajes aparecen huellas de círculos quemados, pero no siempre...
    ¿Significa que la forma del platillo es circular porque lleva algún sistema que tiene forma circular? ¿Llevan algo que gira, algún sistema electromagnético o nuclear, desconocido en cualquier caso, que produce antigravedad? ¿Y llegan con tal cosa desde las estrellas? ¿Pero cómo basar posibilidades y conjeturas sobre algo tal misterioso y dudoso como este tema?
    Asunto distinto o quizá vinculado al fenómeno tratado en estos últimos párrafos (si es que es auténtico) es si existen agujeros, túneles, atajos, pliegues en la trama del espacio-tiempo, y aunque sea harina de otro costal, por ahí quizá si se descubriera algún factor parecido cambiaría las cosas.
    Los agujeros de gusano serían algo así como pasadizos casi instantáneos por los que una nave espacial atravesaría una larga área de espacio, saliendo en otra parte del Universo. Tal posibilidad está siendo contemplada por los científicos de manera teórica, pero aun en el supuesto de su existencia natural, el hecho de provocarlos supondría niveles técnicos difíciles de concebir en la actualidad.
    No sabemos lo que el futuro nos puede deparar, pero sí que hoy se pone en alguna parte una diminuta piedra en la colosal pirámide del conocimiento humano que a las futuras generaciones puede llevar a avances hoy inimaginables. En cualquier caso, en un muy lejano futuro (en menos de 4 miles de millones de años), no hay alternativa: o el hombre viaja a otros planetas habitables o perecerá, porque cuando el Sol comience dilatarse al finalizar su vida, al empezar a agotar su combustible nuclear, el calor evaporará los océanos y las aguas de la Tierra y el calor acabará al final con la vida del planeta. Las estrellas serán el destino de la humanidad en su supervivencia. Al menos, tiempo tenemos en esos cuatro mil millones de años...

    En fin. Es difícil saber por donde va a ir la humanidad en un lejano futuro. Cuando un hombre camina lo hace porque va hacia alguna parte; el camino es el medio para llegar. De tal perogrullada hizo Von Braun sus cohetes en el ánimo de ir a la Luna. Lo que hoy es ciencia-ficción no es sino una meta a la cual no sabemos aun cómo llegar, lo cual no significa que no se pueda llegar. Hoy podemos imaginar lo que se quiera. Incluso en las ideas más disparatadas, como lo fueron para nuestros antepasados los viajes espaciales de los que hoy nadie se asombra ya; y primero soñaron con barcos voladores, con antigravedad en el rocío y un montón de cosas que hoy nos hacen sonreír por su ingenuidad, pero hubo una que era cierta: los cohetes. Siempre se ha dicho que soñar es barato y lo cierto es que entre todo el caos de ideas siempre habrá una que sea viable al final. El futuro en el espacio pasa por sueños caros, por costos desmesurados para las posibilidades de hoy en día. De tal modo, la realidad nos devuelve al presente y nos empequeñece y empobrece ante la inconmensurable extensión del espacio y del propio futuro.
    Releyendo libros y artículos de hace tan solo diez, quince, veinte años, sobre la entonces prospectiva de futuro, la realidad ha hecho de las elucubraciones de aquellos tiempos muy pocas realidades, y sin embargo algunas no muy consideradas, como la informática, o no pensadas, como Internet, han supuesto verdaderos e importantes avances, cuando no una verdadera revolución. Hombres tan preclaros en las comunicaciones por satélite como Arthur Clarke afirmaron en los años 80 que el hombre utilizaría los Shuttles a finales del Siglo XX casi como si de un avión de pasajeros se tratara; el mismo afirmó entonces que antes del fin de Siglo una nave espacial sería manejada por hombres corrientes y que habría colonias en la Luna y Marte al filo del año 2000, cosa que ya a principios de los 60 se había atrevido a adelantar; si entramos en otras “profecías” en otros campos, como el de la informática, ocurre lo contrario: la realidad desbordó y superó la imaginación en previsiones “realistas”, que no en la literatura de ciencia-ficción, porque el HAL de “2001...” del mismo Clarke aun no ha llegado y va a tardar. Otros autores, menos afamados, hicieron previsiones basándose en el ritmo de desarrollo astronáutico de la década de los 60, en que se pasó de un modesto cohete al poderoso Saturn 5, y de una inerte cápsula al complejo vehículo Apollo, y creyeron que la progresión continuaría. Así que sus previsiones resultaron tan osadas que lanzaron libros que hoy suscitan la sonrisa de los más ingenuos. Incluso en los años 80 se seguía creyendo en bases lunares y delirantes viajes a Marte para principios del siglo XXI. No sabían tampoco que el Muro de Berlín caería y que el viaje más fantástico sería el de la colaboración de los antiguos enemigos en un proyecto común. Por eso, parangonando a Nixon en Apollo 13, no hemos llegado a Marte (aun) pero sí a la rotura de fronteras entre los dos grandes en el espacio. Y es más de lo casi todos hubieran podido imaginar en aquellos tiempos.
    Es por todo ello que tampoco conviene extenderse mucho en un sondeo de futuro para errar menos, aunque sí podemos decir lo que aventuran otros a vista de 2006 cara al futuro. Por ejemplo:

    El tiempo dirá si estas “profecías” de última hora se cumplirán o darán lugar a la sonrisa que ahora nos causa mirar hacia atrás. Personalmente creo que algunas de estas previsiones se cumplirán, pero dentro de… muchos más años y otras nunca. Pero, sin duda, nada rotundo se puede decir porque cosas que ahora no pensamos se desarrollaran en materia tecnológica de miniaturización, robótica e informática, materiales y medicina, gracias a las investigaciones espaciales; y tendrán también su aplicación en la vida doméstica.



--------------------ooo000OOO000ooo---------------------

Copyright © Eduardo Martínez González