La causa del fallo no se ha hecho pública por el momento, pero se rumorea que hubo un problema con uno o más motores de la primera etapa, aunque otras fuentes apuntan a que quizá el fallo se produjo en el momento de la separación de etapas. Tampoco se sabe si esta misión llevaba una carga útil real —¿satélites de alguna megaconstelación?— o un lastre o modelo de carga.

Space Pioneer había retrasado repetidamente el lanzamiento desde finales del año pasado por diversas causas, pero esta vez todo parecía ir correctamente. La empresa había llevado a cabo con éxito un encendido estático de la primera etapa el pasado septiembre en la plataforma HOS-1 junto a la ciudad de Haiyang, en la provincia de Shandong. Claramente, no fue suficiente. Aunque el fallo de un lanzador en su primera misión es algo relativamente normal, para Space Pioneer es un duro golpe. Recordemos que esta empresa protagonizó un vergonzoso incidente en julio de 2024 cuando un encendido estático de la primera etapa del Tianlong 3 terminó no siendo estático y el vehículo voló sin control hasta estrellarse contra el suelo cerca de la ciudad de Gongyi (provincia de Henan).

A raíz del incidente, Space Pioneer sufrió una fuerte reprimenda del gobierno chino y cambió sus planes de lanzar el primer Tianlog 3 desde el centro espacial comercial de Hainán a sus propias instalaciones en Jiuquan (no obstante, la empresa mantiene una base de operaciones en la isla). Pese a todo, el primer lanzamiento del Tianlong 3 se fue retrasando una y otra vez y, en todo este tiempo, la empresa tampoco lanzó ningún cohete Tianlong 2, un lanzador que debutó en abril de 2023 y que no ha vuelto a levantar el vuelo. Por estos motivos, la empresa se convirtió en el blanco de todo tipo de bromas en las redes sociales chinas, pero parecía que lo peor había pasado y en octubre la compañía logró completar con éxito otra ronda de financiación.

El Tianlong 3 (TL-3 o 天龙三号, ‘dragón celestial’ en mandarín) es un lanzador de dos etapas. Tiene 72 metros de longitud y 3,8 metros de diámetro, con una masa al lanzamiento cercana a las 590 toneladas. En la primera etapa emplea 9 motores de queroseno TH-12 (Tianhuo 12, 天火十二), fabricados por Space Pioneer y que generan un empuje de 1090 kilonewton (nivel del mar) a 1350 kN de empuje, con un impulso específico de 335 segundos, capaces de generar un empuje total de 770 toneladas. Pueden regular su empuje entre el 50% y el 110%. La segunda etapa lleva un único TH-12V, la versión para el vacío del TH-12 dotada de una tobera de mayores dimensiones. El Tianlong 3 es capaz de colocar de 17 a 22 toneladas en órbita baja (LEO) y entre 10 a 17 toneladas en órbita polar heliosíncrona (SSO). Space Pioneer espera poder lanzar el TL-3 unas 30 veces al año, como mínimo, operando desde los centros espaciales de Hainán y Jiuquan. Su principal misión será lanzar satélites de comunicaciones de las megaconstelaciones chinas.

Aunque Space Pioneer planea recuperar la primera etapa del Tianlong 3 como el Falcon 9, las versiones de los primeros lanzamientos serán desechables (un hecho que tampoco ha ayudado a levantar la confianza en la compañía). Tras este fallo, Space Pioneer (北京天兵科技, también conocida como Beijing Tianbing Technology), cae bastante por detrás de otras empresas competidoras en un mercado en el que claramente se posicionan LandSpace y CAS Space. Está claro que si en el siguiente intento no logran alcanzar la órbita, la empresa se enfrentará a serias dificultades.

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No solo es el primer lanzamiento tripulado fuera de la órbita baja desde la misión Apolo 17 en diciembre de 1972. También es el primero tripulado de una nave Orión, el primero oficialmente a cargo de la NASA desde 2011, la primera misión lunar con cuatro personas y, por supuesto, la primera con una mujer. Asimismo, es el primer vuelo hacia la Luna que coincide con presencia humana en estaciones espaciales, tanto en la ISS (7 personas) como en la Estación Espacial China (3 personas). Como decíamos, la cuenta atrás transcurrió sin prácticamente incidentes, salvo por dos problemas con el sistema de destrucción en vuelo (FTS), uno de ellos causado porque el sensor de una de las dos baterías del FTS estaba dando una temperatura anómala (finalmente se decidió que no era una lectura real). En cualquier caso, estos incidentes solo retrasaron el despegue 11 minutos con respecto a la hora de apertura de la ventana de lanzamiento (22:24 UTC), que tenía una duración de dos horas.

Hasta que el sistema Starship esté operativo, el SLS es el cohete más potente en servicio y durante el despegue los dos cohetes de combustible sólido y los cuatro motores criogénicos RS-25 generaron 3754 toneladas de empuje (36786 kilonewton), permitiendo que este gigante de 2603 toneladas de masa y 98,3 metros de altura levantase el vuelo. Los cuatro RS-25 se encendieron a T-6 segundos siguiendo el orden: motor 1, luego el 3, el 4 y, finalmente, el 2. En esta misión eran las unidades E2062 (nº 1), E2061 (nº 2), E2047 (nº 3) y E2059 (nº 4). Todos, menos uno, habían volado previamente en misiones del transbordador espacial (la unidad E2062 se ensambló al final del programa y no le dio tiempo a ser utilizado). Los motores, construidos por L3Harris Technologies (antes Aerojet Rocketdyne), alcanzaron el 109% de empuje (con respecto al empuje del shuttle, que, por cierto, tampoco era del 100%, sino del 104,5%).

A T-0 se encendieron los dos potentes cohetes de combustible sólido SRB (Solid Rocket Boosters), de cinco segmentos y construidos por Northrop Grumman (los SRB del shuttle eran de cuatro segmentos de combustible sólido). Cada SRB genera 16 014 kilonewton de empuje desde el despegue hasta los 25 segundos, cuando la densidad del combustible sólido permite reducir el empuje hasta los 12 455 kN (los cohetes de combustible sólido no pueden regular el empuje a voluntad, pero sí se puede «preprogramar» cambiando la distribución de la mezcla de oxidante y propelente) al pasar por Max Q, para volver a aumentar hasta los 14 679 kN hasta el apagado de los mismos, a los 2 minutos y 8 segundos, cuando el cohete volaba a Mach 4,3 y estaba a 45,2 kilómetros de altitud. La separación de los SRB se produjo mediante ocho pequeños motores de 89 kN de empuje cada uno. Tras seguir una trayectoria balística, los SRB cayeron en el océano Atlántico casi 6 minutos más tarde. A diferencia de los SRB del shuttle, los del SLS no han sido diseñados para ser recuperados.

La etapa central CS-2 (Core Stage 2) continuó el lanzamiento propulsada por los cuatro RS-25 hasta el apagado de los mismos (MECO) a los 8 minutos y 2 segundos y 12 segundos más tarde se separó la segunda etapa ICPS (Interim Cryogenic Propulsion Stage) con la nave Orión a 171 kilómetros de altitud. Previamente, a los 3 minutos y 13 segundos, se había separado la torre de escape LAS, la primera torre de escape completa del sistema SLS/Orión (en Artemisa I se usó una versión simplificada al no llevar tripulación). A las 22:43 UTC el conjunto ICPS/Orión quedó situado en una órbita baja inestable con un perigeo muy bajo (28 kilómetros), pero con un apogeo superior a los 2200 kilómetros. Solo con este apogeo, Artemisa II ya superó el récord de Polaris Dawn de la órbita terrestre más alta alcanzada por una nave tripulada. Después de desplegar los cuatro paneles solares del módulo de servicio de la nave Orión (T+20 minutos), la etapa ICPS efectuó un encendido de su motor RL10C-2 (en Artemisa I se usó un motor RL10B-2) a T+49 minutos (23:25 UTC) para elevar el perigeo a los 185 kilómetros. La etapa central reentró en la atmósfera sobre el Pacífico.

1 hora y 48 minutos más tarde (00:23 UTC) la etapa ICPS se encendió por segunda vez para situar el conjunto en una órbita muy elíptica con un apogeo de 70 354 kilómetros y un perigeo situado en la superficie terrestre. Esta órbita récord, situada casi al doble de distancia de la órbita geoestacionaria, permite aprovechar la máxima energía (Delta-V) de la etapa ICPS sin abandonar la Tierra, dando tiempo a la tripulación para verificar los sistemas de la nave y de paso, permitiendo que el pequeño motor OMS de la Orión sea capaz de efectuar el encendido TLI hacia la Luna.

La nave Orión se separó de la etapa ICPS a las 01:57 UTC, más de tres horas después del despegue. Después de alejarse 120 metros, el piloto Victor Glover, ayudado por el comandante Reid Wiseman, comenzó a llevar a cabo las maniobras de la Integrity para acercarse hasta la etapa hasta los 10 metros de distancia, comprobando así la fidelidad de los simuladores de pilotaje de la Orión. Las maniobras, con una duración de 70 minutos, fueron un éxito y las 03:25 UTC Integrity maniobró para alejarse de la etapa, quedando en una órbita de 56 x 70 152 kilómetros. La etapa ICPS desplegó cuatro cubesats de Arabia Saudí (Space Weather CubeSat 1), Argentina (ATENEA), Alemania (TACHELES) y Corea del Sur (K-Rad Cube). Después de las maniobras, la tripulación consiguió reparar el retrete, que había generado una luz de alarma al no poder funcionar correctamente (el problema fue solucionado por Koch; aparentemente, no se había vertido suficiente agua dentro del mismo; eso sí, mientras se reparaba, al menos un astronauta tuvo que ir al baño usando bolsas para las heces como en el Apolo). También se experimentó un pequeño problema de comunicaciones con la tripulación al pasar de un satélite TDRS a otro, aunque la telemetría no llegó a interrumpirse. La tripulación también comprobó el buen funcionamiento de los tres depuradores de dióxido de carbono. Por su parte, la etapa ICPS reentró sobre el Pacífico a las 23:30 UTC.

A las 12:07 UTC la nave efectuó un encendido de 43 segundos de duración del motor OMS del Módulo de Servicio Europeo (ESM-2) para elevar el perigeo hasta los 195 kilómetros (la maniobra tuvo lugar en medio del periodo de sueño de la tripulación, que se levantó para supervisarla y luego, en teoría, volvió a dormir). Tres minutos más tarde se alcanzó el apogeo. Cuando la nave pasó por este punto, a las 23:50 UTC del 2 de abril, el OMS se activó otra vez, esta vez durante 5 minutos y 50 segundos, para llevar a cabo la maniobra TLI y poner, ahora sí, a los cuatro astronautas en una trayectoria hacia la Luna.

Tripulación

La tripulación de la nave Orión Integrity está formada por Reid Wiseman, Victor Glover, Christina Koch y Jeremy Hansen. Para todos, salvo para Hansen, este es su segundo vuelo espacial. El comandante Gregory Reid Wiseman (11 de noviembre de 1975, 50 años) se graduó en 1997 como ingeniero informático en el Rensselaer Polytechnic Institute de Nueva York. Ese mismo año ingresó en la Armada de los EE. UU. y en 1999 se graduó como aviador en la academia de la US Navy en Pensacola. Tras participar en la Guerra de Irak, en 2004 se graduó como piloto de pruebas. Ha pilotado todo tipo de aeronaves, como el F-14 Tomcat, el F/A-18F Super Hornet o el F-35 Lightning II. Ostenta el rango de capitán. En agosto de 2009 fue seleccionado candidato a astronauta de la NASA y finalizó su entrenamiento en 2011. En mayo de 2014 viajó a la ISS en la Soyuz TMA-13M, permaneciendo 164 días y 22 horas en el espacio. En la misión realizó dos paseos espaciales con una duración total de 12 horas y 47 minutos. Tras dirigir la Oficina de Astronautas de la NASA entre 2020 y 2022, fue seleccionado comandante de Artemisa II el 3 de abril de 2023.

Victor Jerome Glover Jr. (30 de abril de 1976, 49 años), también es capitán de la US Navy como Wiseman. Y, al igual que el comandante, participó en la guerra de Irak como piloto de F/A-18C. En 2006 pasó a ser piloto de pruebas y acumula más de tres mil horas de vuelo en 40 tipos de aeronaves. Forma parte del Grupo 21 de astronautas de la NASA, seleccionados en 2013 y que completaron su entrenamiento en 2015. En noviembre de 2021 fue a la ISS en la misión Crew-1 de la nave Crew Dragon, permaneciendo 139 días y 6 horas en el espacio. Ha efectuado 4 EVAs con una duración total de 16 horas y 7 minutos.

Christina Hammock Koch (29 de enero de 1979, 47 años) es ingeniera eléctrica de formación y trabajó como ingeniera en el Centro Goddard de la NASA. Como Glover, fue seleccionada astronauta como parte del Grupo 21 de 2013. En marzo de 2019 viajó a la ISS en la Soyuz MS-12 y estuvo 328 días en el espacio, superando el récord de permanencia femenino. En esta misión efectuó además seis paseos espaciales con una duración total de 42 horas y 15 minutos, incluyendo la primera EVA con dos mujeres (junto con Anne McClain).

El canadiense Jeremy Roger Hansen (27 de enero de 1976, 50 años) es el único novato de la tripulación. Piloto de la Real Fuerza Aérea de Canadá, también estudió física mientras estaba en el ejército. Tiene el rango de coronel y fue seleccionado astronauta en 2009. Hansen viaja en Artemisa II como compensación por la participación canadiense en el programa Artemisa, principalmente el brazo robot Canadarm 3 de la estación Gateway. Paradójicamente, una estación que acaba de ser recientemente cancelada. La ESA, que participa con el módulo de servicio de la nave Orión no pudo obtener un asiento en esta misión porque los módulos de Artemisa I y II fueron ofrecidos en pago por el mantenimiento del módulo Columbus en la ISS (como vemos, el fuerte de la ESA no es la capacidad de negociación).

Nave Orión

La nave Orión, formalmente denominada MPCV (Multi-Purpose Crew Vehicle) tiene como contratista principal a Lockheed Martin. El conjunto MPCV incluye la torre de escape LAS, la cápsula Orión o Módulo de Tripulación (CM), el Módulo de Servicio Europeo (ESM), el adaptador que une el CM con el ESM, el cono adaptador SAC (Spacecraft Adapter Cone) que une la nave con el OSA de la segunda etapa ICPS y los paneles desechables SAJ que rodean al módulo de servicio durante el lanzamiento. La nave Orión es capaz de permanecer 21 días en el espacio con una tripulación de cuatro personas sin acoplarse a ninguna estación espacial o módulo lunar. Orión (la cápsula CM más el Módulo de Servicio) tiene una masa total de 26,31 toneladas, una longitud de 7,3 metros y un diámetro de 5,2 metros, con una envergadura de 19 metros con los 4 paneles solares desplegados. La masa de la Orión MPCV con el sistema LAS y los adaptadores es de 35,38 toneladas.

La cápsula (Crew Module) de esta misión es el CM-003 —el primer CM, el CM-001, fue el de la misión EFT-1 de 2014— y tiene una masa de 10,387 toneladas, un diámetro de 5,2 metros y una altura de 3,3 metros. Es la mayor cápsula tripulada jamás construida y su forma general es idéntica al módulo de mando del Apolo, con un ángulo de 57,5º. Su parte central es el segmento presurizado, formado por 7 piezas de una aleación verdosa de aluminio-litio soldadas entre sí. La cápsula lleva cuatro ventanas, una escotilla de acceso lateral para la entrada de la tripulación en la rampa y una escotilla frontal que comunica con el túnel de acoplamiento. En esta misión la nave no lleva sistema de acoplamiento (el túnel se usará por primera vez en la misión Artemisa III). El escudo térmico trasero, de 5 metros de diámetro, es el mayor que se haya construido para una cápsula espacial y está formado por 186 bloques de material ablativo Avcoat basado en el material empleado en las naves Apolo, unido a una estructura de titanio (cada bloque tiene una forma única). El escudo debe ser capaz de soportar 2760 ºC durante la reentrada. La parte frontal de la cápsula está cubierta por 1300 losetas de sílice derivadas de las empleadas en el escudo térmico del transbordador espacial. Las losetas se hallan cubiertas por una capa de aluminio para protegerlas, una capa que le da a la cápsula un aspecto reluciente. El CM dispone de 12 propulsores MR-104G a base de hidrazina para orientar la cápsula tras la separación del módulo de servicio y durante la reentrada (cada uno con un empuje de 712 newton). El CM tiene un volumen de 19,56 metros cúbicos, de los cuales son habitables 8,95 metros cúbicos.

Para el descenso, la cápsula lleva un total de 11 paracaídas que comienzan a desplegarse a 8 kilómetros de altitud. Primero se despliegan 3 paracaídas pequeños que separan las cubiertas de los paracaídas, seguidos de 2 paracaídas guías que estabilizarán la cápsula antes de desplegar 3 paracaídas pilotos. Estos serán además los encargados de tirar de los 3 paracaídas principales. Cada paracaídas principal está elaborado en nylon y kevlar y tiene una longitud de 67 metros, un diámetro de 35 metros y un peso de 120 kg. Con el fin de garantizar que la cápsula quede flotando en el océano con la orientación adecuada, el CM lleva el sistema CMUS (Crew Module Uprighting System), formado por 5 globos de helio de color naranja que evitarán que la cápsula quede boca abajo o de lado.

El Módulo de Servicio (SM, Service Module) incluye el Módulo de Servicio Europeo ESM-2 (European Service Module 2) y el adaptador con la cápsula o CMA (Crew Module Adapter). El ESM-2 tiene una masa de 13,5 toneladas y el adaptador 1,96 toneladas. El ESM, proporcionado por la Agencia Espacial Europea (ESA), incluye cuatro paneles solares derivados de la nave de carga ATV a la ISS, así como tanques de agua potable (240 litros), oxígeno (90 kg) y nitrógeno (30 kg), además del sistema de propulsión del vehículo. Cada panel solar tiene 7,3 metros de longitud y está dividido en tres secciones de 2 x 2 metros. Los 4 paneles generan 11,2 kilovatios de potencia eléctrica y alimentan 4 baterías situadas en la cápsula que se encargan de suministrar una corriente a 120 voltios a los sistemas de la nave (en los extremos de los paneles hay una serie de cámaras para enviar imágenes de la nave Orión en el espacio profundo). El ESM se halla rodeado durante el lanzamiento por tres paneles protectores SAJ (Spacecraft Adapter Jettison panels).

El sistema de propulsión del ESM integra 33 motores, incluyendo el motor principal, 8 motores auxiliares y 24 motores de control de posición. El motor principal OMS-E u OME (Orion Main Engine) es en realidad un propulsor AJ-10 del sistema OMS (Orbital Maneuvering System) del shuttle con un empuje de 2,8 toneladas. La tobera tiene unas dimensiones de 1,91 metros de largo y 1,09 metros de diámetro. Los 8 motores auxiliares son del tipo R4D-11, de 50 kgf de empuje, y se emplearán en maniobras de traslación o como reserva del motor principal (los motores R4D fueron empleados originalmente en el módulo de servicio del CSM y del LM del programa Apolo). Por otro lado, los 24 motores de maniobra RCS, que se encuentran agrupados de cuatro en cuatro, están construidos en Europa y derivan de los empleados en el ATV. 12 de estos propulsores son primarios y la otra mitad están de reserva, pero todos tienen un empuje de 220 newton. Para alimentar estos motores, el ESM lleva cuatro tanques de propergoles hipergólicos (MON3 y MMH) de 2000 litros cada uno. Un tanque de helio a 340 atmósferas se encarga de presurizar los tanques de propergoles. El ESM también incorpora un sistema de control de la temperatura con seis radiadores que emplean hidrofluoroéter como refrigerante.

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Por otro lado, las horas precisas de cada evento dependerán de muchos factores, como las prestaciones de los motores de la etapa ICPS o la Orión. Asimismo, las cifras relativas a la distancia a la Luna y los tiempos de sobrevuelo también dependen fuertemente de estos parámetros. Sea como sea, estos son los principales hitos de la misión suponiendo que pueda despegar a las 22:24 UTC del 1 de abril:

• T-2 días: inicio de la cuenta atrás.
• T-10 horas 45 minutos (11:39 UTC): el control de Tierra decide si comienza la carga de propelentes.
• T-10 h 40 min (11:44 UTC): comienza el enfriado de las conducciones de propelentes de la etapa central de cara a la carga de propelentes. La carga llevará unas 5,5 horas.
• T-9 h 55 min: (12:29 UTC): inicio de la carga de hidrógeno de la etapa central (primero en modo ‘lento’, para dar tiempo a las conducciones y las juntas para adaptarse a las bajas temperaturas y evitar fugas).
• T-9 h 40 min (12:44 UTC): inicio de la carga de oxígeno líquido de la etapa central (modo lento).
• T-9 h 30 min (12:54 UTC): carga de oxígeno líquido en modo rápido.
• T-9 h 25 min (12:59 UTC): carga de hidrógeno líquido en modo rápido.

• T-8 h 30 min (13:54 UTC): inicio de la carga de hidrógeno de la segunda etapa ICPS.
• T-8 h 00 min (14:24 UTC): finaliza la carga de hidrógeno de la etapa central (a partir de ese momento se sigue suministrando hidrógeno para compensar las pérdidas por evaporación).
• T-7 h 20 min (15:04 UTC): finaliza la carga de hidrógeno de la ICPS.
• T-6 h 40 min (15:44 UTC): finaliza la carga de oxígeno líquido de la etapa central.
• T-6 h 30 min (15:54 UTC): comienza la carga de oxígeno líquido de la ICPS.
• T-5 h 30 min (16:54 UTC): finaliza la carga de oxígeno líquido de la ICPS.
• T-5 h 10 m (17:14 UTC): las dos etapas están cargadas y en modo de reposición de propelentes.
• T-4 h 40 min (17:44 UTC): la tripulación parte del edificio Neil Armstrong Operations and Checkout Building hacia la rampa 39B.

• T-4 h 00 min (18:24 UTC): la tripulación llega a la rampa y se introduce en la cápsula Orión Integrity.

• T-3 h 40 min (18:44 UTC): comienza la secuencia de cierre de la escotilla de la Orión.

• T-3 h 10 min (19:14 UTC): se despliega el globo sonda meteorológico para verificar que los vientos en altura son adecuados.
• T-1 h 40 min (20:44 UTC): se cierra la escotilla exterior del sistema de aborto LAS.
• T-50 min (21:34 UTC): el equipo de tierra encargado de la tripulación abandona la rampa 39B.
• T-17 min (22:07 UTC): la directora de lanzamiento pregunta a los controladores si autorizan el despegue (go/no go).
• T-15 min (22:09 UTC): los astronautas bajan los visores de los cascos de las escafandras OCSS (Orion Crew Survival System).
• T-10 min (22:14 UTC): comienza la cuenta atrás final (automática).
• T-8 min (22:16 UTC): se repliega el brazo de acceso de la tripulación.

• T-6 min (22:18 UTC): presurización de la etapa central. La nave Orión pasa a potencia interna.
• T-5 min 20 s (22:18:40 UTC): la torre de escape LAS puede usarse para salvar a la tripulación en caso de un grave incidente en la rampa.
• T-4 min 30 s (22:19:30 UTC): se arma el sistema de terminación de vuelo (FTS).
• T-4 min (22:20 UTC): se activa la unidad de potencia auxiliar de la etapa central (CAPU), encargada de mover los cuatro motores RS-25 para orientar el cohete en el lanzamiento.
• T-1 min 30 s (22:22:30 UTC): todos los elementos del SLS están en potencia interna.
• T-33 s: comienza la secuencia automática de lanzamiento.
• T-30 s: el ordenador de la etapa central pasa a secuencia de lanzamiento automática.
• T-12 s: se activan los generadores de chispas para quemar el hidrógeno sobrante que pueda escapar de los RS-25 e impedir una detonación en la rampa.
• T-10 s: se da la orden de ignición de los RS-25.
• T-6 s: comienza la ignición de los cuatro RS-25.
• T-0 s (22:24 UTC): ignición de los SRB. Despegue.

• T+9 s: el SLS pasa la parte superior de la torre de lanzamiento y comienza a inclinarse en el eje de cabeceo y gira sobre su eje para orientarse al azimut de lanzamiento. El SLS girará hasta que los astronautas queden ‘cabeza abajo’.
• T+23 s: si falla un RS-25 antes de este momento se activará el sistema de escape LAS.
• T+56 s: el SLS es supersónico.
• T+1 min 10 s: máxima presión dinámica (Max-Q).
• T+2 min 8 s: se separan los SRB.
• T+3 min 18 s: se separa la torre de escape LAS.
• T+5 min: la misión podrá llegar a la Luna aunque falle un RS-25.
• T+8 min 6 s: apagado de los cuatro motores RS-25 de la etapa central (MECO).
• T+8 min 18 s: la segunda etapa ICPS con la nave Orión se separa de la etapa central. El conjunto queda en una órbita inestable de 2220 x 30 kilómetros.
• T+20 min: despliegue de los cuatro paneles solares del módulo de servicio europeo (ESM) de la Orión.
• T+49 min: primer encendido de la etapa ICPS para elevar el perigeo hasta los 185 kilómetros. Christina Koch y Jeremy Hansen comienzan a quitarse sus escafandras OCSS.
• T+1 h 48 min (00:11:57 UTC): segundo encendido de la ICPS para alcanzar una órbita altamente elíptica con un apogeo de 70 380 kilómetros y un periodo de 24 horas. Nunca antes una nave tripulada ha estado en una órbita tan alejada de la Tierra. El comandante Reid Wiseman y el piloto Victor Glover se quitan las escafandras. La Orión puede pasar un día extra en esta órbita si es necesario. Más de dos órbitas es posible, pero requeriría reconfigurar la misión.

• T+3 h 24 min: la nave Orión Integrity se separa de la ICPS y comienzan las maniobras de aproximación a la etapa a cargo del comandante Reid Wiseman y el piloto Victor Glover. La Orión maniobrará entre 100 y 10 metros de distancia de la etapa.

• T+4 h 52 min (03:16 UTC): la nave Orión se aleja de la etapa ICPS.
• T+5 h (03:24 UTC): la etapa ICPS se enciende para asegurar su reentrada sobre el Pacífico.
• T+5 h 4 min: comienza el despliegue de los cuatro cubesats de la misión (Argentina, Arabia Saudí, Alemania y Corea del Sur).
• T+13 h 44 min: encendido de los motores auxiliares de la Orión para elevar el perigeo de la órbita.
• T+1 día 1 h 37 min (3 de abril 00:01 UTC): encendido TLI (Translunar Injection) del motor OMS de la Orión para poner la nave en una trayectoria hacia la Luna.

• T+2 días 00 h 7 min: primer encendido de corrección OTC (Outbound Trajectory Correction) usando los motores auxiliares de la Orión.
• T+3 días 00 h 12 min: segundo encendido de corrección OTC de la trayectoria usando los motores auxiliares de la Orión.
• T+3 días 20 h 30 min: prueba para ponerse las escafandras de forma rápida.
• T+4 días 05 h 23 min (6 de abril 03:47 UTC): tercer encendido de corrección OTC de la trayectoria usando los motores auxiliares de la Orión.
• T+4 días 06 h 59 min (6 de abril 05:23 UTC): la Orión entra dentro de la esfera de Hill de la Luna (límite donde la gravedad de la Luna es dominante).

• T+4 días 22 h 00 min (6 de abril 20:24 UTC): comienzan las observaciones del sobrevuelo de la Luna.
• T+5 días 01 h 23 min (6 de abril 23:47 UTC): máximo acercamiento a la Luna. Dependiendo de las correcciones de la trayectoria, la nave pasará entre 6400 y 9000 kilómetros de la superficie de la cara oculta.
• T+5 días 01 h 26 min (6 de abril 23:50 UTC): la Orión alcanza la máxima distancia de la Tierra. La cifra puede variar según los detalles de la trayectoria, pero casi con total seguridad superará el récord de distancia de una nave tripulada que logró el Apolo 13 en 1970 de forma involuntaria. Durante el eclipse de la Tierra por parte de la Luna se interrumpirán brevemente las comunicaciones durante unos 40 minutos, pues EE. UU. carece de satélites retransmisores alrededor de la Luna, como los chinos Queqiao 1 y 2.

• T+5 días 19 h 47 min (7 de abril 18:11 UTC): la Orión abandona la esfera de influencia gravitatoria de la Luna de regreso a la Tierra.
• T+6 días 04 h 23 min (7 de abril 02:47 UTC): primer encendido RTC (Return Trajectory Correction) usando los motores auxiliares de la Orión.
• T+7 días 01 h 50 min (9 de abril 00:14 UTC): prueba de defensa antirradiación de la tripulación, que usará una zona de la nave para protegerse de la radiación solar y medir cómo de efectiva es esta medida.
• T+7 días 04 h 20 min (9 de abril 02:44 UTC): demostración de pilotaje de la Orión.

• T+8 días 04 h 33 min (10 de abril 02:57 UTC): segundo encendido RTC usando los motores auxiliares de la Orión.
• T+8 días 20 h 33 min (10 de abril 18:57 UTC): tercer encendido RTC usando los motores auxiliares de la Orión. Este encendido es crítico para asegurar una trayectoria de reentrada perfecta.
• T+8 días 22 h 30 min (10 de abril 20:54 UTC): la tripulación se coloca las escafandras OCSS.
• T+9 días 01 h 13 min (10 de abril 23:37 UTC): el módulo de servicio ESM se separa de la cápsula Orión.

• T+9 días 01 h 16 min (10 de abril 23:40 UTC): la cápsula enciende sus propulsores para alejarse del ESM.
• T+9 días 01 h 33 min (10 de abril 23:57 UTC): comienza la reentrada a 122 kilómetros de altitud. La cápsula Orión no llevará a cabo una doble reentrada (skip reentry) como en Artemisa I, sino que efectuará una reentrada más similar a las del Apolo, con un perfil más homogéneo que, aunque tendrá dos picos de deceleración y carga térmica, debe evitar que el escudo térmico sufra un desgaste excesivo.
• T+9 días 01 h 33 min (10 de abril 23:57 UTC): comienza la secuencia de despliegue paracaídas a 11 kilómetros de altitud. Primero se despliegan dos paracaídas piloto y luego los tres principales. Los paracaídas terminan de desplegarse a 3 kilómetros de altitud.
• T+9 días 01 h 46 min (11 de abril 00:10 UTC): la nave Orión ameriza frente a las costas de San Diego (California). Dos helicópteros llevarán a los astronautas en parejas desde la cápsula hasta el buque de rescate. Tras ser examinados por un comité médico, la tripulación viajará a California en helicóptero o en el propio barco, dependiendo de la distancia a la que se encuentren de la costa.

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El Lijian 2 (力箭二号, ‘cohete potente’ en mandarín), bautizado con el nombre occidental de Kinetica 2 (y antes también como Zhongke 2), es un lanzador de la compañía CAS Space capaz de colocar un máximo de 12 toneladas en una órbita baja (LEO) de 200 kilómetros de altura u 8 toneladas en una órbita polar heliosíncrona (SSO) de 500 kilómetros. Tiene una longitud de 53 metros y una masa al lanzamiento de 625 toneladas. Los nueve motores de queroseno YF-102 de la primera etapa generan 753 toneladas de empuje al despegue. Cada uno de los tres bloques de la primera etapa tiene 3,35 metros de diámetro —tamaño estándar en la industria coheteril china— y tres motores.

El Lijian 2 usa queroseno y oxígeno líquido (kerolox) en todas sus etapas y emplea una configuración de tipo CBC (Common Booster Core) en la primera etapa, es decir, que está integrada por tres bloques similares, como el desaparecido Delta IV Heavy de ULA (o el Falcon Heavy de SpaceX). Es la primera vez que un cohete chino usa esta configuración, aunque hay varios de este tipo planeados para los próximos años. El Larga Marcha CZ-8 también usa tres bloques en la primera etapa, pero dos de ellos son aceleradores, más pequeños que el bloque central. CAS Space planea en una fase posterior recuperar la primera etapa como un solo bloque. La cofia de este vuelo, fabricada en fibra de carbono, tenía un diámetro de 4,2 metros.

Hasta la fecha CAS Space ha lanzado en once ocasiones el cohete de combustible sólido Lijian 1 (Kinetica 1), capaz de situar 2 toneladas en LEO, por lo que el Lijian 2 es un gran salto adelante en las capacidades de la empresa. CAS Space tiene previsto desarrollar una familia de lanzadores de combustible líquido a partir del Lijian 2, una familia que incluye el Lijian 2 Heavy, con una etapa compuesta por cinco bloques, que podrá colocar 22 toneladas en LEO. También está planeada una versión sin aceleradores que podrá situar cerca de 2 toneladas en órbita baja. Por último, tenemos el Lijian 3, un cohete reutilizable capaz de poner en LEO 40 toneladas en su versión desechable y que podría contar con una segunda etapa reutilizable tipo Starship. Para misiones a órbitas altas o a la órbita geoestacionaria (GEO), CAS Space ha desarrollado una etapa superior denominada Lixun 1 (力巡一号 o PV-1). CAS Space opera también el cohete suborbital de combustible líquido Lihong 1 (力鸿一号), a partir del cual desarrollará el Lihong 2 para turismo suborbital.

El Lijian 2 debía emplear nueve motores kerolox Liqing 2 (力擎二号) en la primera etapa, de 85 a 110 toneladas de empuje cada uno, y un Liqing 1 (力擎一号), de 15-20 toneladas de empuje para la segunda etapa, ambos desarrollados por CAS Space. Sin embargo, en las primeras misiones usará el YF-102, con un empuje de 85 toneladas y un impulso específico (Isp) de 320-330 segundos. Este motor ha sido desarrollado por el ente estatal AALPT (academia integrada en el conglomerado CASC a cargo de los motores que propulsan los cohetes gubernamentales de la familia Larga Marcha). El YF-102 es un motor de ciclo abierto con unas características muy similares al Merlin de SpaceX. Otros cohetes comerciales chinos planean su uso, como es el Zhihang 1 de Zenk Space, aunque el primero en usarlo fue el Tianlong 2 de la empresa Space Pioneer. El uso del YF-102 sin duda habrá permitido acelerar el desarrollo del Lijian 2, que ya acumulaba un retraso de dos años en su debut.

El prototipo de nave de carga Qingzhou (轻舟, ‘navío ligero’) tiene una masa de 4,2 toneladas y se ha denominado Xing Zhengcheng 2 (‘Nueva Travesía 2, 新征程02卫星). Su longitud es de 5,30 metros y su diámetro de 3,78 metros. Puede llevar 1,8 toneladas de carga y dispone de un compartimento presurizado de 27 metros cúbicos dedicados a carga, divididos en 40 compartimentos, con 9 metros cúbicos de volumen interior libre. Tiene capacidad para llevar entre 60 y 300 litros de carga refrigerada. En este vuelo lleva 27 experimentos científicos con una masa total de 1,02 toneladas y realizará maniobras entre los 200 y 600 kilómetros de altura para poner a prueba el sistema de propulsión antes de efectuar un acoplamiento con la Estación Espacial China (CSS/Tiangong). La nave ha sido desarrollada por IAMCAS (Innovation Academy for Microsatellites of CAS), otra empresa subsidiaria de CAS destinada a la fabricación de satélites. La nave de carga Qingzhou es uno de los dos vehículos comerciales seleccionados en 2024 por el gobierno chino para complementar a las naves de carga Tianzhou para llevar carga a la Estación Espacial China, siendo la otra el avión espacial Haolong (una iniciativa conocida como ‘el COTS chino’).

CAS Space (中科航空航 o Zhongke Aerospace / Zhongke Hangtian) nació inicialmente como una subsidiaria de la Academia de Ciencias de China (CAS), una institución que quiere disponer de su propio acceso al espacio independiente del principal contratista estatal del programa espacial (que es CASC). Con este lanzamiento, CAS Space se posiciona como una de las principales empresas al frente del caótico panorama new space chino junto con LandSpace. Ahora le toca consolidar esta posición.

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Con el SR-1, Jared Isaacman quiere potenciar una de sus prioridades como administrador de la NASA, que no es otra que promover el uso de la energía nuclear en el espacio, tanto para generar electricidad, como para propulsión NEP o NTP (térmica nuclear). Por otro lado, el SR-1 le sirve para salvar los muebles tras el anuncio de la cancelación de la estación lunar Gateway. Y es que SR-1 usará el módulo de propulsión de esta estación, denominado PPE (Power and Propulsion Module). PPE, con un coste superior a los mil millones de dólares, usa la plataforma 1300 de Maxar (ahora Lanteris) con paneles solares capaces de generar 50 kilovatios que alimentan tres motores eléctricos AEPS (Advanced Electric Propulsion System) de 12 kilovatios de potencia, fabricados por Aerojet Rocketdyne, y cuatro motores de 6 kW de Maxar. El contrato para la construcción del PPE se otorgó en 2019, justo cuando se creó el programa Artemisa, aunque en realidad su diseño se remonta al módulo remolcador de asteroides de la malograda misión ARM. Al año siguiente, la NASA decidió lanzarlo unido al módulo hábitat HALO mediante un Falcon Heavy en vez de ensamblarlo en órbita lunar usando varias misiones del SLS con la nave Orión.

PPE y HALO debían despegar en 2027 para quedar situados en una órbita muy elíptica alrededor de la Luna de tipo NRHO (Near Rectilinear Halo Orbit), una órbita con un periodo de 6,5 días que se ajustaba a las limitaciones del sistema de propulsión de la nave Orión, incapaz de alcanzar una órbita lunar baja. No obstante, la fecha de lanzamiento se ha ido retrasando a medida que se aplazaba Artemisa IV, la primera misión tripulada que debía acoplarse con la estación. Finalmente, no se lanzará nunca, pero el módulo PPE se usará para la nave SR-1. El reactor de SR-1 será capaz de producir un mínimo de 20 kilovatios de potencia eléctrica que alimentarán a los tres motores AEPS de 12 kW y a dos de 6 kW, con una potencia total de 48 kW. El reactor de fisión será de tipo HALEU (High-Assay Low-Enriched Uranium), es decir, que tendrá del 20% de uranio-235, y usará el ciclo de Brayton —con turbinas— para convertir el calor en electricidad.

¿De dónde sale este reactor espacial? Pues de los diseños propuestos por las iniciativas FSP (Fission Surface Power) y Kilopower de la NASA. De hecho, muchos de los diseños propuestos por contratistas en la última fase del programa FSP 2.0 se ajustan a las prestaciones requeridas para el reactor de SR-1. Por eso SR-1 servirá para desarrollar reactores en la Luna y Marte. Como decíamos, SR-1 debe despegar en 2028 y, al pasar por el planeta rojo, dejar la cápsula con la carga útil Skyfall, con tres helicópteros tipo Ingenuity de 2 kg de masa cada uno. El nombre viene de la técnica de despliegue de los helicópteros, denominada skyfall, porque se separarán de la cápsula en pleno descenso en paracaídas antes de que esta toque el suelo. Además de las pequeñas cámaras que tenía Ingenuity, los tres helicópteros, que se comunicarán con orbitadores para enviar los datos a la Tierra, contarán con un radar para buscar evidencias de hielo en el subsuelo. Es importante destacar que Skyfall es un concepto de misión del JPL que ha sido desarrollado de forma independiente al SR-1 y que ha sido escogido a última hora por la NASA para justificar el desarrollo de SR-1. Eso sí, el proyecto ha sido simplificado con respecto al diseño presentado en marzo de 2025, pues por entonces contaba con seis helicópteros (se desconoce por qué se ha decidido reducir el número de helicópteros a la mitad).

Tras dejar la carga Skyfall, es de suponer que SR-1 seguirá en órbita solar hacia otro objetivo, pero no se han dado más detalles. Es de suponer que se ha elegido Skyfall porque es una carga relativamente madura y más sencilla que dotar al SR-1 con instrumentación específica y adecuada para estudiar asteroides o las lunas de Júpiter. SR-1 es toda una declaración de intenciones de Isaacman, pero, lamentablemente, las probabilidades de que despegue en 2028 son prácticamente nulas. Sobre todo teniendo en cuenta todo el trabajo que queda por hacer para disponer de un reactor de fisión espacial operativo que funcione con el ciclo Brayton. Sea como sea, esperemos que SR-1 no acabe como otros proyectos de naves nucleares como la sonda JIMO o el proyecto Prometeo.

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Aunque la ISS recibe la visita de naves de carga Dragon, Cygnus y HTV-X, las Progress son las únicas capaces de elevar la órbita de la estación de forma regular para evitar que el gran complejo orbital reentre en la atmósfera. Bien usando sus propios motores, bien transfiriendo propelentes al módulo Zvezdá para que este se encargue de esta tarea. La Dragon CRS-33 llevaba un conjunto de motores Draco para subir la órbita, pero ya no está acoplada a la ISS y, por el momento, se trata de un sistema experimental. El segundo motivo por el que ha destacado este lanzamiento es por su acoplamiento. La Progress MS-33 se acopló con el módulo Poisk del segmento ruso de la ISS el 24 de marzo a las 13:40:55 UTC. Sin embargo, el acoplamiento no fue automático, como suele ser habitual, sino que la nave tuvo que ser teleoperada desde la ISS para lograrlo.

Efectivamente, después del despegue se comprobó que la antena 2ASF1-M-VKA nº 2 (2АСФ1-М-ВКА №2) del sistema Kurs (Kurs-NA) no se desplegó. Kurs es un sistema de radar que permite el acercamiento y acoplamiento totalmente automático a la ISS. Las naves Dragon estadounidenses y las Shenzhou chinas también usan radar, pero emplean en la fase final de aproximación un sistema óptico mediante lídar y cámaras más preciso. Las naves rusas no necesitan esta precisión porque el sistema de acoplamiento cono-sonda del segmento ruso tiene un margen de error mayor que el sistema andrógino usado en el segmento estadounidense y en las naves chinas (paradójicamente, ambos derivados del sistema andrógino soviético APAS-89 usado en la Mir y en el programa Burán).

El sistema Kurs también cuenta con las antenas Klest y AO-753A, pero, sea como sea, al no poder desplegarse esta antena, que comienza a funcionar a un kilómetro de la ISS, no se podía garantizar la seguridad en el acoplamiento con la estación. No es la primera vez que sucede algo así, pues esta misma antena tampoco se desplegó en las naves Progress M-01M y Progress M-19M (en el caso de la M-01M, la antena se terminó desplegando en la tercera órbita). Afortunadamente, para estos casos las naves Progress pueden ser teleoperadas desde la ISS mediante el sistema TORU (Teleoperatorni Rezhim Upravlenya, «control en modo teleoperador»). El sistema arrastra mala fama por culpa de la colisión de la Progress M-34 con el módulo Spektr de la Mir en 1997, cuando el cosmonauta Vasili Tsiblyev intentó acoplar la nave usando el TORU. Sin embargo, el TORU se ha usado desde entonces en múltiples ocasiones con éxito (incluyendo las naves Progress M-01M y M-19M).

El TORU consiste en una consola situada en el módulo Zvezdá de la ISS con una pantalla donde se proyecta la imagen captada por la cámara de la Progress y dos controles manuales de maniobra (RUO y RUD) idénticos a los de una Soyuz. El primer acoplamiento de una Progress usando el TORU tuvo lugar el 2 de septiembre de 1994, cuando el cosmonauta Yuri Malénchenko, ayudado por el recientemente fallecido cosmonauta kazajo Talgat Musabáiev, lo usó para acoplar la Progress M-24 con la Mir una vez la nave estaba a 150 metros de la estación. Ahora, 32 años más tarde, ha sido el cosmonauta Serguéi Kud-Sverchkov el que ha logrado acoplar la Progress MS-33 usando el TORU.

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El módulo propulsivo PPE de Gateway se usará ahora en una misión nuclear a Marte (Space Reactor 1 Freedom) que debe despegar en 2028 y de la que hablaremos en otra entrada, mientras que el resto de módulos, entre los que se encuentran los HALO, I-Hab y Lunar View, construidos por los socios europeos, japoneses y emiratíes, se quedan en el limbo, con la vaga promesa de que se reutilizarán en la futura base lunar tripulada (mejor no entramos ahora en los desafíos de rediseñar un módulo concebido para un ambiente de microgravedad con el fin de que funcione en la superficie lunar). Muere así un proyecto con más de una década a sus espaldas. La estación Gateway fue concebida más o menos informalmente alrededor de 2010 para darle un uso a la nave Orión y al cohete SLS tras la cancelación del programa Constelación. No obstante, la administración Obama tampoco mostró simpatía por este proyecto y lo dejó en barbecho hasta que en 2016 la primera administración Trump lo resucitó con el nombre de, primero, Estación Espacial Lunar Internacional y luego, en 2017, como Deep Space Gateway, para luego ser Gateway a secas.

La decisión de Trump de crear el programa Artemisa en 2019 dejó a la estación Gateway en una posición muy débil. ¿Para qué hacía falta una estación alrededor de la Luna si se iba a ir a la superficie directamente? Pero la administración Biden la mantuvo, en parte gracias al gran apoyo con el que contaba el proyecto dentro de la NASA, pues la veían como un seguro de contingencia por si el plan de alunizaje se cancelaba. No en vano, Gateway cuenta con una fortísima participación de socios internacionales, ESA, JAXA, Canadá y Rusia, aunque este último país se fue retirando poco a poco del proyecto por el aumento de las tensiones con EE.UU. a nivel global y, finalmente, acabó por abandonarlo tras el inicio de la invasión de Ucrania en 2022. La participación rusa, limitada por último a una esclusa, fue asumida por Emiratos Árabes Unidos (y empresas estadounidenses y europeas). ESA y JAXA han propuesto varios cargueros para abastecer la estación y la NASA otorgó el contrato a SpaceX para construir la nave de carga Dragon XL. La NASA había decidido que Artemisa III, que hasta hace menos de un mes iba a ser la primera misión de alunizaje, no usase Gateway, pero Artemisa IV sí que iba a acoplarse con la estación. Ahora, esos planes son historia. El problema es que hacía años que Gateway ya no era un powerpoint. La NASA tendrá que explicar a sus socios qué hacen con los módulos y demás equipos en fase de diseño y construcción y si siguen disponiendo de los mismos asientos en las misiones lunares Artemisa por su participación en la desaparecida estación.

En cualquier caso, como decíamos, la protagonista de la presentación ha sido la base lunar. Como ya había explicado anteriormente, Isaacman quiere copiar el modelo chino de base ILRS, que también tendrá una primera fase con sondas no tripuladas y luego se fusionará con una base tripulada. A partir de 2027 la NASA lanzará a la Luna una sonda cada mes dentro del programa CLPS, muchas de ellas con el objetivo de explorar la zona del polo sur y determinar la mejor localización para la base. A partir de 2029 la base podrá recibir las primeras misiones tripuladas y será de 2032 en adelante cuando haya una presencia humana más o menos consolidada, que no permanente (en este sentido, la NASA está sopesando que los dos primeros módulos lunares HLS de SpaceX y Blue Origin aterricen en una región ecuatorial y no en el polo sur, como de hecho también harán los chinos).

En una primera fase de la base se lanzarán sondas no tripuladas, rovers como VIPER y orbitadores de comunicaciones, observación de la superficie y navegación. Esta fase consistirá en unos 25 lanzamientos, incluyendo 21 sondas de superficie con una masa total de 4 toneladas. Además de las sondas CLPS previstas, la NASA quiere lanzar un nuevo tipo de sonda de forma relativamente frecuente: los drones MoonFall. Se trata de sondas capaces de saltar por la superficie lunar para explorar varias zonas de la Luna de forma más rápida que un rover, una técnica especialmente útil para estudiar los cráteres en sombra permanente del polo sur. Cada saltador podrá efectuar varios botes hasta recorrer un total de 50 kilómetros (en cada salto, de unos 150 segundos de duración, se alcanzará un kilómetro de altitud).

También se quiere experimentar con nuevos calefactores de radioisótopos (RHU) para permitir que estas sondas sobrevivan a la noche lunar. La segunda fase, de 2029 a 2033, incluirá 27 lanzamientos, con 24 sondas de superficie que sumarán una masa total de 60 toneladas. Aquí se lanzarán, además, estaciones con generadores de radioisótopos (RTGs) para ir un paso más allá en la supervivencia de las sondas durante la noche lunar (en este siglo, solo las sondas chinas Chang’e 3 y 4, dotadas de RTGs y RHUs, con plutonio-238 ruso, han logrado aguantar años en la superficie de nuestro satélite). También se instalarán en la superficie torres de paneles solares verticales —con una potencia de 10 kilovatios— para aprovechar la iluminación continua del polo sur, torres de telecomunicaciones (en el polo sur hay zonas fuera de la línea de visión de la Tierra), sondas de superficie dedicadas a la navegación y rovers presurizados.

La fase tres, con 29 lanzamientos y 28 aterrizajes, pondrá cerca de 150 toneladas en la superficie de 2033 a 2036. Esta fase incluye módulos presurizados para una base «casi» permanente, equipamiento especializado para aprovechar los recursos locales (ISRU), o sea, agua del hielo de los cráteres en sombra permanente —que, obviamente, incluye oxígeno e hidrógeno— y tierras raras (?). También se lanzarán reactores de fisión para asegurar el suministro de energía permanente y sondas con capacidad de retorno de carga a la Tierra (hasta 500 kg). Como vemos, algunos de estos elementos tampoco son nuevos, pues recordemos que el programa Artemisa ya preveía una base lunar para la próxima década, con reactores nucleares, torres de comunicaciones, rovers presurizados (el MoonCruiser de JAXA) y demás elementos. No obstante, Isaacman ha unido estos elementos con el programa robótico para crear un nuevo proyecto. Como nota destacada, el proyecto de base lunar está a cargo del español Carlos García Galán.

Ahora bien, ¿puede la NASA sacar adelante este plan? Pues todo depende de si consigue la inversión necesaria, cosa harto difícil. Por otro lado, el foco ahora mismo, además de las sondas CLPS, está en el segmento SLS/Orión del programa Artemisa, que sigue dando bandazos prácticamente cada día. La misión Artemisa III, que se acoplará en órbita terrestre con uno o dos módulos lunares, está prevista para 2027, pero ya se rumorea que en las misiones Artemisa IV y V el SLS también se usaría para lanzar la nave Orión en órbita terrestre, para luego ser remolcada por el HLS a la Luna. De ser así, el cohete SLS no tendría razón de ser —la Orión se podría lanzar con vectores menos potentes— y correría riesgo de ser cancelado después de estas dos misiones. En resumen, para analizar la viabilidad de este proyecto de base lunar, primero tendremos que esperar a que el núcleo del programa Artemisa se consolide y deje de cambiar cada semana.

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No muchos, cierto, pero al menos presentó algunos bonitos renders, que es lo que se espera de SpaceX en estos casos. Y tampoco es que la falta de detalles técnicos sea algo raro: al fin y al cabo, a estas alturas todavía no tenemos fotos detalladas de un Starlink desplegado. Los primeros satélites de centros de datos orbitales de SpaceX se llamarán AI Sat Mini y serán lanzados por la Starship v3, que, recordemos, deberá tener una capacidad en órbita baja de unas 100 toneladas. El nombre de Mini es obviamente una referencia a los Starlink v2 Mini, la serie de satélites Starlink que fueron desarrollados inicialmente como una versión reducida de los Starlink v3, diseñados para ser lanzados por la Starship, para que pudieran despegar mediante el Falcon 9. Por tanto, la razón de que a estos AI Sat se les denomine ‘mini’ es que la siguiente generación será más grande, gracias al uso de la Starship v4, capaz de lanzar más de 200 toneladas en LEO.

Esto no significa que la masa de cada AI Sat Mini sea tan grande, para nada. Recordemos que el nuevo objetivo sagrado de Elon Musk es que la humanidad se convierta en una civilización de Tipo I en la escala de Kardashov (sí, mejor Kardashov que Kardashev). Pero primero debemos empezar con algo más humilde, como es lanzar suficientes centros de datos orbitales con el fin de lograr la capacidad de computación en IA equivalente a un teravatio… cada año (actualmente se destinan unos 20 gigavatios al año en centros de datos terrestres). Para ello, la Starship deberá lanzar diez millones de toneladas de centros de datos, al año, con una potencia eléctrica de 100 kilovatios por tonelada puesta en órbita. Por este motivo, el orden de magnitud de la masa de cada AI Sat Mini rondará la tonelada y sus paneles solares generarán cerca de 100 kilovatios. Con semejantes paneles, cada satélite tendrá una envergadura de unos 180 metros. Los AI Sat Mini usarán chips D3, diseñados específicamente para el espacio y fabricados por Terafab.

¿Y esto es mucho? Pues, para que nos hagamos una idea, los paneles solares de la ISS generan hasta 200 kW y cada uno de los cuatro grandes conjuntos de paneles de la estación tiene una longitud de 72,8 metros (la ISS mide en su eje mayor 108,5 metros). En todo caso, estas cifras mareantes se explican si queremos que el modelo de negocio de los centros de datos orbitales tenga sentido. Como vimos en una entrada anterior, para que los centros de datos orbitales sean una realidad se necesita poner una gran cantidad de masa en órbita y reducir el coste por lanzamiento de forma drástica. Musk no es el único que quiere llenar la órbita de centros de datos para IA. Otras empresas como Blue Origin o Google quieren poner en órbita sus constelaciones de centros de datos IA (proyectos Sunrise y Suncatcher, respectivamente). En esta carrera para llenar la órbita baja de —todavía más— satélites, SpaceX quiere tomar la delantera aprovechando la ventaja de disponer del sistema de lanzamiento Starship, el más potente del mundo.

La razón que explica esta nueva moda es que los centros de datos en el espacio pueden, en teoría, aprovechar la energía del Sol de forma ilimitada (y tampoco se necesitan adquirir terrenos para su construcción). Por eso se situarían en una órbita polar heliosíncrona (SSO), permanentemente iluminada (por cierto, recordemos que la capacidad de carga de la Starship, o de cualquier lanzador, es menor en una órbita SSO que en LEO). Pero para que los centros de datos sean rentables se necesitan solventar otros problemas, como es la latencia en las comunicaciones o la refrigeración de los satélites (para evitar que su masa se dispare y garantizar que su vida útil sea lo más larga posible). En este sentido, Musk le quitó importancia al asunto de la refrigeración y declaró que, con más de diez mil Starlink en órbita, en SpaceX saben «una cosa o dos sobre refrigerar satélites». En cualquier caso, los AI Sat Mini de los renders poseen un radiador de dimensiones importantes.

Musk también aprovechó para mostrar un vídeo del acelerador de masas lunar con el que quiere lanzar miles o millones o billones de satélites en órbita solar. Se usaría el aluminio y el silicio del regolito para construir la carcasa y los paneles solares de los satélites en fábricas lunares, mientras que los chips se enviarían desde la Tierra. El objetivo de este proyecto de ciencia ficción es disponer de un petavatio de capacidad de computación en el espacio. Evidentemente, esto nos queda muy lejos en términos de coste, infraestructura y tiempo, pero lo que está claro es que SpaceX va a ir a por todas con los AI Sat Mini y no pasará mucho antes de que veamos los primeros prototipos en órbita. Que semejante proyecto con miles y miles de satélites adicionales sea rentable es una cuestión diferente.

Electromagnetic mass drivers on the Moon pic.twitter.com/NNDY6L2jSx

— SpaceX (@SpaceX) March 22, 2026

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El Lanyue está dividido en un Módulo de Propulsión o PM (推进舱, tuījìn cāng) y el módulo lunar propiamente dicho o LM (登月舱, dēng yuè cāng, ‘módulo de descenso lunar’) que se posará en la Luna con dos astronautas y despegará luego desde la superficie para llevarlos otra vez a la nave Mengzhou-Y, en la que esperará el tercer miembro de la tripulación, como en el Apolo. El hecho de que el Lanyue parezca más pequeño que el LM a pesar de tener una masa mayor se debe a que el módulo lunar del Apolo alunizaba con la etapa de descenso, que permanecía en la superficie una vez agotados los propergoles, mientras que el Lanyue desecha el Módulo de Propulsión una vez efectuado el encendido de frenado. El módulo se desprende y cae en la superficie, de ahí que a este tipo de etapas se le denomine crasher stage, una configuración ya planteada en el pasado (sin ir más lejos, el módulo lunar soviético LK también usaba el Blok-D como etapa desechable).

El Módulo de Propulsión también será el encargado de situar al Lanyue en una órbita lunar baja (LLO), una tarea que en el Apolo corría a cargo de la nave CSM, otro motivo que explica la diferencia de masas entre ambos vehículos. Para ello, el PM usa un único motor hipergólico YF-58 de 8 toneladas de empuje con capacidad de giro en tres ejes (gimbal). Tras separarse del PM, el módulo lunar encenderá cuatro motores YF-36 de 7,5 kilonewton de empuje y 313 segundos de impulso específico (Isp). Este motor hipergólico (usa MMH-NTO) es el mismo que han empleado las sondas no tripuladas Chang’e 3, 4, 5 y 6, además de las futuras Chang’e 7 y 8. Es capaz de modificar su empuje y tiene una relación empuje-peso de 5 a 1. En principio, el módulo lunar puede volver a la órbita lunar durante el descenso o desde la superficie tan solo usando dos de los cuatro motores —ayudados por los motores de maniobra RCS para mantener el empuje simétrico—, mientras que la desviación máxima con respecto al empuje esperado es de 100 newton. La fiabilidad del sistema se estima que alcanza el 99,96%. El módulo lunar ha sido diseñado para tener un centro de gravedad muy bajo y, por tanto, una gran estabilidad. La Delta-V total del Lanyue es de 5,1 km/s, más o menos la misma que el LM del Apolo, como era de esperar (es la necesaria para bajar de la órbita y ascender luego desde la superficie lunar).

El Lanyue permite estancias de hasta cuatro días en la superficie lunar, por lo que lleva 200 kg de víveres y consumibles (25 kg al día por cada astronauta). No obstante, la duración máxima de la estancia en la superficie será en principio de tres días. La cabina presurizada, de forma cilíndrica, tiene un diámetro de unos 2,7 metros. El Lanyue esperará en órbita lunar a la llegada de la Mengzhou-Y, aunque hasta ahora no se sabía cuánto tiempo era capaz de esperar. Ahora sabemos este dato, que es ‘hasta un año’, lo que permite flexibilizar la campaña de lanzamiento de cada misión lunar, que requerirá de dos CZ-10 por misión. Tras separarse de la Mengzhou-Y en órbita lunar, el Lanyue recorrerá media órbita hasta efectuar el encendido a la órbita de descenso (DOI, Descent Orbit Insertion), que reducirá el periastro de 100 kilómetros a 10 kilómetros. Cuando el Lanyue pase por el periastro volverá a encender su motor para el inicio del encendido de frenado principal o PDI (Powered Descent Initiation). El PDI —sí, como vemos China ha decidido usar la nomenclatura del Apolo para su programa lunar— se interrumpirá con la separación del módulo de propulsión o LPS (Lunar module – Propulsion module Separation). A partir de ese momento, el módulo de propulsión seguirá una trayectoria balística y se estrellará contra la superficie, mientras que el módulo lunar efectuará una maniobra de evasión con los motores de maniobra y seguirá una trayectoria balística diferente en esta fase, denominada SCP (Separation and Coasting Phase).

Luego se encenderán los cuatro motores de descenso y el módulo lunar se inclinará para colocarse en una posición más vertical con respecto a la superficie de tal forma que sus sensores puedan escanear mejor la zona de descenso y determinar su trayectoria, una fase denominada PUP (Pitch-Up Phase). Recordemos que en el Apolo esta maniobra, denominada pitch over, se realizaba en una fase final para que el comandante pudiera ver con sus propios ojos el lugar de alunizaje. Luego el vehículo seguirá una trayectoria de descenso menos vertical para eliminar la velocidad horizontal en la fase de aproximación (Approach Phase) y confirmar la trayectoria de descenso en función de los obstáculos detectados. Al finalizar esta fase, el Lanyue, que estará en posición vertical y sin velocidad horizontal, se quedará unos segundos suspendido sobre la superficie en la fase HP (Hover Phase) para que el lidar y las cámaras analicen el terreno en busca de obstáculos, una técnica usada en las sondas de descenso Chang’e y en la Tianwen 1. Es en esta fase cuando, además, la tripulación podrá intervenir y elegir el lugar del alunizaje si no está de acuerdo con la elección del ordenador. Luego la nave seguirá descendiendo durante la fase de descenso vertical VDP (Vertical Descent Phase), que culminará en la fase TDP (Terminal Descent Phase) con un descenso a velocidad reducida y menor empuje. El sistema de propulsión dispone de dos modos de funcionamiento, de presión constante y de baja presión. El primero solo se usa en la fase final de descenso (VDP) y en el ascenso, mientras que el segundo en los demás. Además del lidar y el sistema óptico para analizar el terreno, el sistema de navegación y guiado del Lanyue también dispone de un radar Doppler, una unidad inercial (IMU) y sensores estelares.

El Lanyue ha sido diseñado para ser totalmente automático en todas sus fases, aunque se ha introducido una capacidad de intervención humana. No obstante, por el momento se desconocen los límites de esta capacidad. Paradójicamente, este es un tema candente en el programa Artemisa después de que el HLS de SpaceX haya recibido bastantes críticas justo por no ofrecer a los astronautas un control suficiente sobre su vehículo. Sea como sea, se ha construido un simulador del Lanyue, que en esta etapa no se dedicará tanto para entrenamientos de astronautas —las tripulaciones lunares no se han elegido todavía—, como para refinar el diseño de los sistemas asociados con el alunizaje y la intervención humana. Por otro lado, recordemos que el verano pasado concluyeron las pruebas de descenso y ascenso propulsados con un modelo real simulando la gravedad lunar en las instalaciones de Huailai. En caso de emergencia, el Lanyue podrá ascender y acoplarse con la Mengzhou-Y en dos órbitas, unos 90 minutos o 70 minutos después del despegue, dependiendo de la situación precisa de cada nave y el tiempo transcurrido desde el alunizaje. Si el Lanyue pasa tres días en la superficie, eso significa que debe llevar propelentes de reserva para efectuar un cambio de plano orbital de 1,15º durante el ascenso para acoplarse con la Mengzhou-Y.

Todavía faltan cuatro años para que China ponga a dos astronautas en la superficie lunar, pero, como vemos, poco a poco los detalles se van concretando.

Referencias:

• Chinese Space and Science Technology Journal, 2026-2, vol. 46.

La entrada Cómo alunizará el módulo lunar chino Lanyue fue escrita en Eureka.

El programa Gémini —que, recordemos, nació después del Apolo—, tenía tres objetivos fundamentales: ganar experiencia con paseos espaciales, practicar los acoplamientos en órbita baja y confirmar que el ser humano podía aguantar en microgravedad la duración de un viaje a la Luna (unas dos semanas). En 1965 se lanzaron las cinco primeras misiones tripuladas del programa: las Gémini 3, 4, 5, 7 y 6A. La Gémini 3, con Gus Grissom y John Young, demostró el funcionamiento de los sistemas de la nave. La Gémini 4, con Jim McDivitt y Ed White, llevó a cabo el primer paseo espacial estadounidense y el segundo de la historia. Las Gémini 5 —con Gordon Cooper y Pete Conrad— y Gémini 7 —con Frank Borman y Jim Lovell— demostraron que los astronautas podían aguantar una y dos semanas en el espacio, respectivamente. La Gémini 6A, con Wally Schirra y Tom Stafford, fue lanzada en una misión improvisada para acercarse a la Gémini 7 cuando la etapa Agena con la que debían acoplarse no alcanzó la órbita.

Por tanto, al terminar 1965 el programa Gémini todavía tenía pendiente alcanzar el tercer gran objetivo: llevar a cabo un acoplamiento en órbita baja. El acoplamiento entre la cápsula Gémini y la etapa Agena no tenía nada que ver desde el punto de vista técnico con el acoplamiento entre el módulo de mando y el módulo lunar del Apolo, pero se consideraba esencial para que los astronautas que luego pilotarían estas naves ganasen experiencia en esta maniobra (en realidad, y en contra de la creencia popular, la mayoría de las soluciones técnicas y experiencias adquiridas por el programa Gémini no se trasladaron al Apolo, que por entonces ya estaba en una etapa de diseño muy avanzada).

Tras el fiasco de la Gémini 6, que no pudo acoplarse a la Agena, la siguiente misión que intentaría un acoplamiento sería la Gémini 8 (o Gémini VIII, pues la NASA, como ahora con el programa Artemisa, prefería los numerales romanos para referirse a las misiones del programa). La tripulación estaría formada por Neil Armstrong y Dave Scott, miembros de la segunda y tercera selección de astronautas de la NASA, respectivamente. Para ambos sería su primer vuelo. El 28 de febrero de 1966 la tripulación de la Gémini 9, Elliot See y Charles Bassett, falleció al estrellarse en su avión T-38 mientras intentaban aterrizar en las instalaciones de McDonnell en San Luis donde se estaba integrando su cápsula. El incidente, además de trastocar el resto de tripulaciones del programa Gémini y, posteriormente, del Apolo, conmocionó a Armstrong, que había sido miembro de la tripulación de reserva de la Gémini 5 junto con See.

Armstrong y Scott debían acoplarse a la etapa Agena 5003 o, si esta no estaba lista, el ATDA (Agena Augmented Docking Adaptor), una etapa superior simplificada para esta tarea que debía lanzarse en caso de que la Agena volviese a fallar (la ATDA se usaría, infructuosamente, en la Gémini 9, cuando se bautizó como «el cocodrilo enfadado»). Además, Scott debía realizar un paseo espacial con una duración récord de dos horas usando una mochila propulsora, la ESP (Extravehicular Support Package). Mientras los astronautas estaban esperando el despegue dentro de la Gémini 8, desde la vecina rampa LC-14 despegó su etapa Agena (GATV-5003) mediante un cohete Atlas (curiosamente, tanto el Atlas que lanzaba la Agena como el Titán II de la Gémini habían nacido como misiles intercontinentales, no como lanzadores orbitales). Cuando informaron a la tripulación de que la etapa objetivo había alcanzado la órbita, el siempre lacónico Armstrong se limitó a comentar «muy bien». La misión Gémini 8 —o, para la NASA, GT-8 (Gemini-Titan 8, por el lanzador Titán II)— despegó finalmente el 16 de marzo de 1966 a las 16:41 UTC (11:41 de la mañana, hora local en Florida. El cohete se elevó desde la rampa LC-19 y alcanzó la órbita sin problemas bajo la atenta mirada del director de vuelo John D. Hodge.

La Gémini 8 despegó 1 hora y 41 minutos después de la Agena durante una ventana de lanzamiento que duraba solo seis minutos. El ICBM modificado se comportó perfectamente y la Gémini 8 alcanzó la órbita. La nave comenzó a llevar a cabo las maniobras para perseguir y aproximarse a su presa. Dependiendo del momento de lanzamiento, el acoplamiento podía tener lugar tras cuatro, cinco o seis órbitas; finalmente, se eligió la sexta órbita. La Agena, de 3,18 toneladas, estaba en una órbita circular casi perfecta de 299 kilómetros de altura y 28,9º de inclinación, mientras que la Gémini, de 3,79 toneladas, quedó situada en una órbita elíptica (159 x 272 kilómetros) con el fin de permitir acercarse a su objetivo. La tripulación, ayudada por su flamante ordenador digital —con un diseño muy diferente al del Apolo— realizó cinco maniobras propulsivas para aproximarse a la etapa, la primera 34 minutos tras el despegue y la última a las 3 horas y 47 minutos de la misión. La Gémini quedó a unos 274 kilómetros de distancia de la Agena. Poco después, a 254 kilómetros de distancia, el radar de la Gémini detectó la etapa. 4 horas y 40 minutos después del despegue Armstrong informó que tenía contacto visual con la etapa a 122 kilómetros de distancia (sin duda, tenía buena vista).

La Gémini era la primera nave tripulada de la historia con capacidad para realizar maniobras de traslación en los tres ejes. Hasta ese momento, las naves Mercury, Vostok y Vosjod solo disponían de capacidad de rotación en los tres ejes. Esta nueva capacidad es la que permitía que la Gémini se pudiera acercar y acoplar con otras naves. Para ello, la cápsula disponía de 16 propulsores hipergólicos situados en el módulo de servicio, un sistema denominado OAM (Orbital Attitude Maneuvering [System]). Ocho de los propulsores se dedicaban a maniobras de giro, con un empuje de 11,3 kgf cada uno. Los ocho propulsores para maniobras de traslación se dividían a su vez en cuatro para moverse a los lados, arriba y abajo, con un empuje de 45,4 kgf, y otros cuatro para trasladarse hacia delante y atrás. Los dos propulsores para moverse hacia atrás tenían un empuje de 39 kgf, mientras que los dos para moverse hacia delante también tenían un empuje de 45,4 kgf. Los OAM se alimentaban de 318 kg de propergoles hipergólicos. McDonnell le había dado el subcontrato para fabricar los motores OAM a la división Rocketdyne de la empresa North American, el contratista principal del CSM del Apolo.

La Gémini contaba con otros 16 motores de 11,3 kgf de empuje situados en el morro del vehículo dedicados exclusivamente a maniobras de giro en los tres ejes durante la reentrada. Este sistema redundante recibía la denominación un tanto confusa de RCS (Reentry Control System), un acrónimo usado posteriormente de forma universal como Reaction Control System para señalar los propulsores dedicados a maniobras que en la Gémini estaban a cargo de los OAMS.

Seis horas después del despegue —o sea, unas cuatro órbitas—, y después de dos maniobras propulsivas adicionales, Armstrong informó a Houston, a través de la estación de Hawái, de que había alcanzado la Agena. Comprobaron el buen estado del vehículo y luego los dos astronautas tuvieron que esperar cerca de media hora sin comunicación con Houston hasta sobrevolar el Atlántico Sur, donde se encontraba el buque de comunicaciones USNS Rose Knot Victor. Tras recibir la autorización para acoplarse, Armstrong llevó la Gémini hasta el cono de la Agena justo cuando las dos naves se internaban en el hemisferio nocturno, a las 23:15 UTC. Era el primer acoplamiento de la historia de la exploración espacial, tanto de una nave tripulada como no tripulada. Y todo había salido perfectamente. No se produjo ninguna descarga de electricidad al unirse las naves como habían predicho los agoreros. Armstrong informó que el acoplamiento había sido «realmente suave».

Uno de los objetivos del acoplamiento, además de la maniobra en sí, era comprobar las maniobras conjuntas con los dos vehículos unidos, un procedimiento que serviría para que los astronautas ganasen experiencia a la hora de volar con el CSM del Apolo en solitario o con el LM acoplado. Usando un grupo de ordenes preprogramadas en el sistema de control, el Agena llevó a cabo una maniobra para rotar el conjunto en el eje de guiñada unos 90º con una duración de 55 segundos. Armstrong informó al capcom Jim Lovell que la maniobra había salido bien. Poco después, la Gémini salió de la cobertura de comunicaciones. Justo antes, Lovell recordó a la tripulación que, si tenía algún problema durante las maniobras conjuntas, debían desactivar el sistema de control del Agena con la ‘Orden 400’ y usar el sistema de propulsión de la Gémini.

Unos 27 minutos después del acoplamiento, a las 18:42 UTC, comenzaron los problemas. De forma inesperada, el conjunto Gémini-Agena comenzó a girar alrededor del eje longitudinal —eje de giro— y del eje perpendicular —eje de guiñada— al mismo tiempo. El giro comenzó lentamente y la tripulación se dio cuenta de la rotación inusual en el eje de giro cuando ya se habían desviado unos 30º. Los astronautas habían sido entrenados para desconfiar automáticamente del sistema de propulsión del Agena, así que Scott lo apagó. Tras reactivar los propulsores de la Gémini, Armstrong volvió a controlar la nave durante un breve periodo de tiempo. Pero la velocidad de giro continuó aumentando más y más. Armstrong temía que la fuerza centrífuga pudiese afectar al cono de acoplamiento y dañar la parte frontal de la Gémini, donde se encontraban los delicados propulsores RCS que debía emplear la nave durante la reentrada.

Ocho minutos después de comenzar el incidente la situación era crítica y la tripulación decidió separar las dos naves. Si la causa de la anomalía era el sistema de control de la Gémini, la separación permitiría recuperar el control de la nave. Armstrong sabía que al separar la Gémini la conservación del momento angular haría que la cápsula girase más rápido en el eje de guiñada —la velocidad en el eje de giro, que era la más preocupante, seguiría casi igual—, pero confiaba en poder controlar mejor la cápsula una vez libre. No obstante, observó que el nivel de propergoles de la Gémini había bajado dramáticamente del 51% hasta el 30%, por lo que sospechaba que el culpable era en realidad el sistema de propulsión de la Gémini. En cualquier caso, tenían que separarse de la Agena.

Sin que Armstrong y Scott lo supieran en ese momento, el propulsor OAM número 8, uno de los cuatro dedicados a las maniobras de giro alrededor del eje longitudinal, se había quedado en posición de encendido. El empuje asimétrico del propulsor —para las maniobras de giro debían actuar en parejas— había causado también el giro en el eje de guiñada y, en menor medida, el de cabeceo. A las 18:53 UTC Scott accionó el interruptor para separar la Gémini de la Agena, no sin antes reactivar el sistema de control de la etapa para evitar que quedase como un trozo de metal muerto.

Libre de la inercia de la Agena, la cápsula Gémini 8 comenzó a girar más rápido en guiñada y cabeceo. Aunque la mayor parte de relatos y reconstrucciones del incidente hacen hincapié en el giro en estos ejes, el giro más preocupante era la rotación en contra del sentido de las agujas del reloj en el eje longitudinal. La nave rotaba alrededor de su eje mayor casi una vez por segundo, unos 296º por segundo o 50 rpm. Armstrong y Scott experimentaron vértigo, visión borrosa y desorientación al sufrir una aceleración de 0,9 g que empujaba la sangre hacia sus cabezas. De haberse prolongado esta situación más tiempo, los dos hombres se habrían desmayado y la Gémini habría agotado todos sus propergoles, condenándolos a una muerte segura al quedar varados en órbita.

Justo en esos momentos, a las 18:58 UTC, la Gémini entró dentro de la cobertura del buque USNS Coastal Sentry Quebec, situado al suroeste de Japón. Scott anunció que «tenemos serios problemas por aquí; estamos dando vueltas y vueltas. Nos hemos separado del Agena». La Gémini no se podía comunicar directamente con Houston, sino que lo hacía a través del buque de comunicaciones, por lo que el control de la misión (MOCR) tardó bastantes segundos en entender lo que estaba pasando. La tripulación sabía que el problema eran los propulsores OAMS y Scott reseteó el sistema de control varias veces, sin éxito. «Estamos girando más rápido y no podemos apagar nada», informó Armstrong. Desesperado, Armstrong activó los propulsores RCS del morro. Estos propulsores, recordemos, solo debían usarse para la fase crítica de la reentrada. La pericia de Armstrong logró frenar los movimientos de giro en los tres ejes a las 19:03 UTC, después de medio minuto. Los propulsores RCS estaban formados por dos circuitos redundantes, cada uno alimentado por 32,7 kg de propergoles. Tras frenar el giro de la cápsula, en uno de los circuitos solo quedaba 1,8 kg y en el otro 6,8 kg.

Todo el incidente había durado una media hora aproximadamente, mientras que la fase más grave de giro se prolongó durante unos 46 segundos. En cualquier caso, los astronautas no tuvieron mucho tiempo para pensar en lo ocurrido, pues debían regresar lo antes posible. Las normas eran tajantes: si se activaba el sistema RCS, la misión debía darse por terminada. Houston concibió una reentrada de emergencia y los motores de combustible sólido del sistema de frenado se activaron cuando la nave sobrevolaba África central, a las 21:57 UTC. El amerizaje se produjo en el Pacífico a las 22:22 UTC, a unos 800 kilómetros al este de la isla de Okinawa, y no en el Atlántico, que era lo planeado. Armstrong y Scott esperaron unos 40 minutos hasta que los avistaron desde el aire. Tres buzos saltaron desde un avión para colocar un sistema de flotación alrededor de la cápsula y dos horas más tarde llegó el destructor USS Leonard F. Mason para recoger la cápsula y a sus dos ocupantes.

Como el módulo de servicio con los motores OAM se destruyó en la reentrada, nunca se pudo averiguar la causa del fallo del motor nº 8. Los ingenieros de la NASA y McDonnell concluyeron que lo más probable es que el sistema sufriera un cortocircuito por una descarga de electricidad estática que mantuvo el motor encendido, pero nunca se pudo confirmar este punto (recordemos que, paradójicamente, esto es lo que los pesimistas habían predicho que ocurriría en un acoplamiento en órbita). A pesar de las mejoras introducidas en el sistema, las Gémini 9, 11 y 12 experimentaron problemas de eficiencia con los propulsores OAMS, aunque nada tan grave como el incidente de la Gémini 8.

Armstrong y Scott estuvieron muy cerca del desastre. Para la NASA fue un recordatorio de que se estaban poniendo vidas en juego, aunque el mal trago de la Gémini 8 quedó pronto olvidado por culpa de la tragedia del incendio del Apolo 1, que tuvo lugar menos de un año después. Armstrong y Scott terminarían por pisar la Luna con el programa Apolo. La excepcional actuación de Armstrong en la misión lo convirtió en uno de los principales candidatos a comandar la primera misión de alunizaje a pesar de que su experiencia se limitaba a 10 horas en el espacio. Por su parte, Scott no pudo lucirse con su paseo espacial, pero ganó esta experiencia durante la misión Apolo 9, permitiendo que luego comandase el Apolo 15. Por último, pero no menos importante, la etapa Agena 5003 pudo ser reactivada desde tierra y experimentaría una segunda vida al servir como segundo blanco de acoplamiento para la Gémini 10.

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