Platica para inspirar a jovenes en el estudio y exploracion del espacio. La Dra. Dora Gonzalez y Musielak describe los nuevos cohetes espaciales de NASA y el programa de regreso a la luna.

1. DGM
A LA LUNA, A MARTE,
Y MAS ALLÁ
Dr. Dora E. González y Musielak
University of Texas at Arlington – Marzo 2020

2. DGM
Tomemos el próximo
salto gigante y
pongamos los pies en
Marte!
Artemis: NASA Lunar Exploration
NUESTRA PRESENCIA HUMANA EN EL ESPACIO
2
El programa Artemis de NASA enviará las primeras mujeres
y los siguientes varones a visitar la Luna!
Gateway

3. DGM
3
8.8  106 lbf (39  106 N)
𝐹 > 𝑔0 𝑚 𝑣𝑒ℎ𝑖𝑐𝑙𝑒
Requiere un gran empuje para llevar el vehículo y su carga útil
de cero a velocidad orbital! ∆𝑣 = 𝑔0 𝐼𝑠𝑝 ln 𝑚𝑖/𝑚 𝑓

4. DGM
ROCKETTHRUST AND LAUNCH ANALYSIS
4
Launch Analysis:
Thrust:
Specific Impulse
𝑑𝑚
𝑣𝑒𝑥
𝑚
𝑑𝑣𝑚
𝑑𝑣
𝑑𝑡
+ 𝑣𝑒𝑥
𝑑𝑚
𝑑𝑡
= 0
Thrust force on spacecraft = change in momentum of exhaust
gas, which is accelerated from rest to velocity vex
Isp = thrust produced by a unit
propellant weight flow rate
Require huge thrust for liftoff
and reach orbit velocity!
Exhaust gas velocity is limited for chemical rockets :
𝑣𝑒𝑥 ∝ 𝑇 ≈ 4600 m/s (LH2 + LOX)
To illustrate it, consider just a small portion (vertical flight).
1-D equation of motion:
∆𝑣 = − න
𝑡0
𝑡1
𝑣𝑒𝑥
ሶ𝑚
𝑚
𝑑𝑡 ∆𝑣 = 𝑣𝑒𝑥 ln 𝑚𝑖/𝑚 𝑓
∆𝑣 = 𝑔0 𝐼𝑠𝑝 ln 𝑚𝑖/𝑚 𝑓
𝐼𝑠𝑝 = 𝐹/𝑔0 ሶ𝑚 = 𝑣𝑒𝑥/𝑔0𝐹 = 𝑣𝑒𝑥
𝑑𝑚
𝑑𝑡
= ሶ𝑚𝑣𝑒𝑥
Ideal Rocket Equation
m = mass of spacecraft at any instant
Spacecraft mi, mf are initial and final masses before
and after propellant is burned.
𝑔0 = 9.8 m/s2

5. DGM
DELTA-V FOR PROPULSIVE MANEUVERS
If thruster mass fraction is 20% and has constant vex =2100 m/s (typical for
hydrazine thruster), delta-v capacity of reaction control system (RCS) is
ManeuverType Orbit
altitude
(km)
v per
year
(m/s)
Maintain position 50 − 55
Maintain orbit 400 − 500 < 25
Maintain orbit 500 − 600 < 5
Maintain orbit > 600
Maintain orientation 2 − 6
Change from
circular to elliptical
orbit (plane)
300 to
300 x 3000
624 (one
time)
Since v is known, rearrange rocket equation to obtain mass of
propellant mp consumed to produce given velocity change:
Propellant usage is exponential function of delta-v in accordance with rocket equation!
5
➢ Delta-v budget analysis determines propulsion demand for given mission.
➢ We use delta-v budget as indicator of how much propellant will be required.
∆𝑣 = 𝑔0 𝐼𝑠𝑝 ln 𝑚𝑖/𝑚 𝑓
𝑚 𝑝 = 𝑚𝑖 1 − exp −
∆𝑣
𝑔0 𝐼𝑠𝑝
= 𝑚 𝑓 exp
∆𝑣
𝑔0 𝐼𝑠𝑝
− 1
∆𝑣 = 2100 ln 1/0.8 = 460 m/s

6. DGM
ROCKETTHRUST FOR SPACECRAFT LAUNCH
6
SpaceX Falcon 9 Launch mass: 549,054 kg (1,210,457 lbm)
First Stage: 9 Merlin engines and Al-Li
alloy tanks with LOX and rocket-grade
kerosene (RP-1) propellant.
Thrust (SL): 7,607kN (1,710,000 lbf)
Thrust (vac): 8,227kN (849,500 lbf)
Burn Time: 162 s (time interval from
ignition to cutoff, when rocket engine
produces meaningful thrust).
Second stage: Merlin engine.
It delivers payload to right
orbit
Thrust: 934 kN (210,000 lbf)
Isp: 348 s
Burn time: 397 s
Require huge thrust for liftoff!
LOX Tank
RP-1 Fuel Tank
LOX Tank
RP-1 Fuel Tank
Payload
7,686 kN (SL)
(1,710,000 lbf)
981 kN (Vac)
(220,500 lbf)
Images: SpaceX
𝐹 > 𝑔0 𝑚 𝑣𝑒ℎ𝑖𝑐𝑙𝑒
And to take vehicle and its payload from zero
to orbital velocity! ∆𝑣 = 𝑔0 𝐼𝑠𝑝 ln 𝑚𝑖/𝑚 𝑓

7. DGM
ROCKET SPACE LAUNCH CAPABILITY
7
Falcon 9 Launch
mass: 549,054 kg
(1,210,457 lbm)
LOX Tank
RP-1 Fuel Tank
LOX Tank
RP-1 Fuel Tank
Payload
7,686 kN (SL)
(1,710,000 lbf)
981 kN (Vac)
(220,500 lbf)
Images: SpaceX
ULA Delta II 7925-10L
Launch mass: 232,000 kg
RP-1
Star-48B SRM
Arianspace Ariane 5 ES
Launch mass: 777,000 kg
(750 t )
Arianspace Ariane 5 Users Manual
LOX+LH2
LOX+LH2

8. DGM
NASA’S SPACE LAUNCH SYSTEM (SLS)
8
SLS produce 13% mas empuje comparado con el Space Shuttle, y 15% mas que
SaturnV para lanzamiento y ascenso
SLS lanzará aún más carga a la Luna que el transbordador espacial podría
entregar a la orbita baja (LEO)
184 ft
322 ft
363 ft
7.8  106 lbf 7.5  106 lbf 8.8  106 lbf

9. DGM
NASA SLS CAPACIDAD DE LANZAMIENTO
Earth Orbit
LEO Circularization/Injection e.g., LEO parking (100
nm =185 km), HEO (59,300 nm =110,000 km)
LunarVicinity
LEO Circularization/Lunar Injection
e.g., LLO DRO, EML1/L2
Earth Escape
LEO Circular Injection
e.g., Mars,Asteroids,
Outer Planets, SEL1/L2
9
SLS necesita ser mas potente para enviar a Orion en trayectoria
mas allá de la Luna.

10. DGM
NASA SPACE LAUNCH SYSTEM (SLS)
DGM
SLS es un sistema evolutivo con capacidades únicas en términos
de masa de carga útil, volumen y energía de salida.
SLS Blocks 1, 1B, and 2 – each available in a crew and a cargo
configuration,26 t to lunar vicinity.
Block 1 vehicle will send payload to Moon viaTrans-Lunar
Injection (TLI) starting in early 2020s.
Block 1 crew configuration
 initial uncrewed test flight, Exploration Mission-1 (Artemis-1)
 first crewed lunar flight Exploration Mission-2 (Artemis-2).
Block 1 cargo configuration is under consideration for Science
Mission-1 (SM-1),vehicle will launch a robotic probe to Jupiter’s
moon Europa using a direct trajectory.
SLS Block 1 uses an Interim Cryogenic Propulsion Stage (ICPS) to
accommodate either an Orion or existing 5-m class diameter Payload
Fairing (PLF) for early cislunar and deep space applications.
Ref.: NASA SLS Mission Planner’s Guide, 2018 10

11. DGM
11Image: NASA
Flight computers,
cameras, and avionics
196,000 gal of liquid oxygen
cooled to -297F
Avionics and electronics
537,000 gal of liquid hydrogen cooled to
-423F
SLS CORE STAGE
Altura: 212 ft (64.6 m)
Diámetro: 27.6 ft (8.4 m)
Peso vacío: 188,000 lbs
(85,275 kg)
Material:Aluminum 2219
 La etapa de cohete más
grande jamás construida
 733,000 galones de
propelente llenan los
tanques de LH2 y LOX, lo
suficiente como para llenar
63 grandes camiones
cisterna!
 Alimenta 4 motores de
cohete para producir ~
2 millones de libras de
empuje
Delivers propellants from LH2 and LOX tanks to 4 RS-25 rocket engines
Avionics to steer rockets
Aft booster attach point

12. DGM
¡NECESITAMOS PODER DE COHETE!
12
Two Strap-on Solid Rocket Boosters (SRBs)
Thrust: 3.6  106 lbf (16 106 N) each
Operational time: 126 seconds
Four RS-25 rocket engines power SLS Core Stage
Thrust: 418,000 lbf (1.86 MN) each
Operational time:
One RL 10 rocket for Interim Cryogenic Propulsion Stage (ICPS) to
push spacecraft from LEO to lunar orbit.
Thrust: 24,340 lbf (108 103 N) each Operational time: 8 hrs
Rockets for LaunchThrust: 8.87106 lbf (39 106 N)
https://www.nasa.gov/sls/interim_cryogenic_propulsion_stage_141030.htm l
OMS AJ10-190 rocket to navigate

13. DGM
RS-25 ROCKET ENGINE
Length: 168 in (14 ft; 4.3 m)
Diameter: 96 in (8 ft; 2.4 m)
Weight: 7,775 lbm (3,527 kg, 3.88 US ton)
Thrust (109% Power Level):
Vacuum: 512,300 lbf (2.28 MN)
Sea Level: 418,000 lbf (1.86 MN)
Specific Impulse (109% Power Level):
Vacuum: 452 s
Sea Level: 366 s
Chamber Pressure: 2,994 psia (2 107 Pa,
204 atm)
Area Ratio: 69:1
“El RS-25 es tan poderoso que si estuviera generando electricidad en lugar de lanzar cohetes
al espacio, podría alimentar 846,591 millas de farolas residenciales. Esa es una calle lo
suficientemente larga como para ir a la luna y regresar, luego rodear la tierra 15 veces.”
Aerojet Rocketdyne.
13
RL 10C-3 ROCKET ENGINE
Thrust: 24,340 lbf (1.08 105 N)
Specific Impulse: 460.1 s
Propellant: LOX/LH2
Mixture Ratio: 5.7:1
Length: 124.3 inch (3.15 m)
Nozzle Diameter: 73 inch (1.85 m)
Weight: 508 lbm (230 kg)
Core Stage (4 engines) Interim Cryogenic Propulsion Stage (ICPS)
One RL10C-3 will power ICPS during first
un-crewed Exploration Mission-1.
Four RL10 engines will support more
powerful Exploration Upper Stage in future
versions of SLS.
Images:Aerojet Rocketdyne
RL10 rocket to give Orion final
push to fly beyond Moon!

14. DGM
14
El sistema de aborto de lanzamiento (LAS) está diseñado para proteger a los astronautas si surge un problema durante el
lanzamiento y el ascenso al alejar a la nave espacial Orion de un cohete que falla y colocarla para un aterrizaje seguro.
LAS se compone de tres motores de cohete propulsor sólido: motor de aborto, un motor de control de actitud y un motor de
lanzamiento.
Ascent Abort-2 flight test of LAS successfully conducted on 2 July 2019

15. DGM
ORION CREW MODULE
15
Orion will transport 4 astronauts.
Designed with heat shield and Orbital
Maneuvering System-Engine (OMS-E)
En su viaje, Orión soportará un rango de temperatura de -150 a 550ºF.Al regresar de la Luna, Orión viajará ~ 25,000 mph. Su escudo térmico hecho de AVCOAT está diseñado
para desgastarse mientras se calienta.Ayudará a las naves espaciales a soportar temperaturas de ~ 5,000ºF durante el reingreso a través de la atmósfera de la Tierra.

16. DGM
ORION SERVICE MODULE
16
Main engine for Artemis 1 will be a Space Shuttle Orbital Maneuvering
System (OMS) AJ10-190 LOX/LH2 engine 26.6 kN (6,000 lbf)
Potencia primaria y componente de propulsión
hasta que se descarte al final de cada misión
(antes de la entrada a la atmósfera terrestre).
ESA will contribute service module for Artemis 1
➔ European Service Module (ESM)
It provides in-space propulsion capability for
orbital transfer, attitude control, and high-altitude
ascent aborts.
It provides water and oxygen needed for a
habitable environment, generates and stores
electrical power, and maintains temperature of
vehicle’s systems and components. Can also
transport unpressurized cargo and scientific
payloads.

17. DGM
EUROPEAN SERVICE MODULE
17
Dimensions
4 m long diameter of 4.1 m excluding solar panels, 5.2 m diameter
stowed 19 m with wings unfurled
Primary
engine
1 Space Shuttle Orbital Maneuvering System providing 26.6 kN
Secondary
engine
8 490 N Aerojet R-4D-11 AuxiliaryThrusters providing 3.92 kN
Maneuvering
thrusters
24 220 N Airbus Reaction Control System Engines in six pods of four
Fuel capacity
9,000 kg in four 2000 l propellant tanks, 2 mixed oxides of nitrogen
(MON) and 2 monomethyl hydrazine (MMH)
Power
generation
11.2 kW from 4 x 7.375 m wings each containing 3 solar panels
Consumables
240 kg of water in four tanks, 90 kg of oxygen in three tanks, 30 kg of
nitrogen in one tank
• Main engine has enough thrust to lift a van on Earth
• Fuel tanks hold 2000 litres of fuel, enough to fill 50 cars
with gas
• Supplies enough water and air for up to four astronauts
on a 20-day mission
• Solar arrays provide enough electricity for two
households
Ref.: European Space Agency (ESA)

18. DGM
18

19. DGM
Programa de la NASA para regresar a la Luna y aterrizar en el polo sur.
Artemis comienza la próxima era de exploración con el objetivo de enviar
humanos a Marte.
Artemis Program
19

20. DGM
Si está presente, el agua congelada proporcionará un recurso
crucial para los astronautas.
Algunos terrenos pueden estar permanentemente iluminados,
ideal para estaciones de energía solar.
¿Por qué el Polo Sur?
20
China aterrizó con éxito su rover Chang'e 4 en el extremo más alejado
de la Luna cerca de su Polo Sur - enero de 2019.

21. DGM
EXITOSOS ATERRIZAJES SUAVES EN LA LUNA
Dec 2013 and January 2019
2019
July 1969 – December 1972
Apollo lunar landing sites
21
USA Soft Landings:
six crewed (Apollo Program 1969-1972)
five uncrewed (Surveyor Program1966-1968)

22. DGMDGM
Cis-lunar space: volumen esférico centrado en la Tierra con un radio
igual a la distancia entre la Tierra y la Luna: 356,400 a 406,700 km
384,400 km
238,855 mi
𝑟𝑝 = 356,400–370,400 km
𝑟𝑎 = 404,000–406,700 km
Moon’s sphere of influence extends out to
over one-sixth of Earth-Moon distance.
22
¿A qué distancia está la Luna de la Tierra?
¿Cómo llegamos allí?
¿Cuánto dura el viaje?

23. DGM
23
ARTEMIS 1 MISSION PROFILE (25 days)
(2) LEO perigee raise (PRM) burn performed by ICPS (RL-10)
(3) TLI (3) burn performed by ICPS (RL-10 Rocket)
(4) – (13) In-space maneuver burns performed
by Orion OMS-E and Orion Aux
(1) Launch
Return trajectory for high-speed
atmospheric entry ~36,000 ft/s (11 km/s), to
demonstrate performance of Orion TPS
prior to first crewed mission (Artemis 2).
ICPS
Ref. : Fill, Goodman, Robinson,AAS 18-084

24. DGM
24
Orion: Configuración de lanzamiento

25. DGM
VIAJANDO EN EL ESPACIO CISLUNAR
25

26. DGM
26
¿Ya llegamos?

27. DGM
TIEMPO DEVUELO A LA LUNA
1.67
days
3.33
2.5
El tiempo de vuelo para la misión Apollo fue ~ 72 horas (3 días)
Para una altitud de inyección de 320 km, la velocidad
mínima de inyección es vI = 10.82 km/s.
Si la nave especial tiene menos velocidad,no alcanzara la
orbita de la Luna.
27
Apollo 11

28. DGM
GATEWAY
LUNAR SPACE STATION
A 384,000 km de la Tierra, Gateway apoyará misiones a la superficie
lunar y servirá como punto de partida para la exploración de Marte y
otras partes de nuestro Sistema Solar.
28

29. DGM
GATEWAY ORBIT: NEAR-RECTILINEAR HALO ORBIT (NRHO)
Low Lunar Orbits
Circular or elliptical orbits
close to surface. Excellent
for remote sensing. High
stationkeeping cost.
Orbit period: 2 hrs
Distant Retro-
grade Orbits
Very large, circular, stable.
Easy to reach from Earth
but far from lunar surface
Orbit period: 2 weeks
Halo Orbits
Revolve around EM libration
point; low stationkeeping cost.
Orbit period: 1-2 weeks
1,500 km (932 mi) as its closest to lunar surface,
70,000 km (43,495 mi) as its farthest. Six days to orbit Moon.
ACCESS
Easy to access from Earth orbit
with available launch vehicles.
Staging point fo and deep space
destinations both lunar surface
ENVIRONMENT
Deep space environment excellent
for radiation testing and
preparation experiments for
missions to lunar surface and Mars
SCIENCE
Favorable vantage point for Earth,
Sun, and deep space observations
COMMUNICATIONS
Provides continuous view of Earth and
communication relay for lunar farside
SURFACE OPERATIONS
Supports surface telerobotics, including
lunar farside. Provides a staging point for
planetary sample retirn missions
Orbit keeps 4-crew members in constant communication with Earth and out of Moon’s shadow
29

30. DGM
30
Los astronautas visitarán Gateway al menos una vez al año, y podrán vivir y trabajar a bordo hasta
por tres meses. Realizarán experimentos científicos y harán viajes a la superficie de la Luna.

31. DGM
HABITAT
31

32. DGM
HABITATION PROTOTYPES
https://www.nasa.gov/feature/nasa-begins-testing-habitation-prototypes
Lockheed Martin
Northrop Grumman
Sierra Nevada
Bigelow Aerospace
32

33. DGM
EFECTOS DEL ESPACIO PROFUNDO EN LOS HUMANOS
33
Radiación
La sobreexposición a la radiación puede
causar cataratas en los ojos, dañar el ADN y
aumentar el riesgo de cáncer.
La radiación en mujeres astronautas
aumenta el riesgo de cáncer de seno.
Sangre
La reducción de los glóbulos rojos puede
causar anemia. El recuento bajo de glóbulos
blancos deja al cuerpo vulnerable a la
infección y está relacionado con una mayor
sensibilidad a la radiación.
Cerebro
Se altera el sentido de percepción y
orientación, lo que hace que los astronautas se
confundan. Los astronautas pueden
malinterpretar la dirección y la velocidad de
sus movimientos.Algunos experimentan la
enfermedad espacial.
Corazón yVasos Sanguíneos
Los vasos sanguíneos se endurecen y
envejecen más rápido;Astronautas pueden
desarrollar resistencia a la insulina, lo que
puede conducir a la diabetes tipo 2. Estos
factores aumentan el riesgo de enfermedad
cardiovascular.
Músculos/Sistema de Nervios
Los músculos pierden masa y fuerza. Los
reflejos se ralentizan. El ejercicio tiende a ser
menos efectivo en el espacio.
Huesos
Los huesos pierden densidad y fuerza, hasta
el 1.5% de su masa ósea cada mes en el
espacio.
Matroshka AstroRad Radiation
Experiment (MARE)
Wearable protection solution to
provide mobile shielding from high
energy radiation (US/Israel Research).

34. DGM
DESAFIO DE DESCENDER A LA LUNAY REGRESAR A ORBITA
34
La velocidad de un aterrizaje forzoso es entre 70 y 100% de la velocidad de escape lunar (2.38 km/s); Esta es la velocidad total
que debe ser eliminada de la atracción gravitacional de la Luna para que ocurra un aterrizaje suave.
El cohete Lander proporciona un cambio en la velocidad (delta-v). El cohete y el propulsor deben ser transportados por el
vehículo de lanzamiento como parte de la nave espacial enviada a la Luna.
Aceleración debida a la gravedad en la superficie de la Luna es ~ 1.62 m/s² (o sea 0.166 ɡ0)
Al acercarse, una nave espacial se acercará
cada vez más a la superficie lunar a
velocidades cada vez mayores debido a la
gravedad.
Para aterrizar intacto, debe desacelerar a
menos de aproximadamente 160 km / h
(99 mph) para un impacto de aterrizaje
fuerte, o debe desacelerar a una velocidad
insignificante en el contacto para un
"aterrizaje suave".

35. DGM
LUNAR LANDER AND ASCENTVEHICLE
35
Artist's impression of the Artemis Lander on the lunar surface. (NASA)
Artist's rendering of an ascent vehicle separating from a descent vehicle and departing the
lunar surface. (NASA)
Gateway es la base en órbita lunar, módulo de comando y
servicio para misiones a la superficie de la Luna. La órbita de
Gateway alrededor de la Luna dará a los astronautas acceso a
toda la superficie lunar y un lugar para renovar y reabastecer
el sistema de aterrizaje.
Para las misiones iniciales de 6.5 días, dos astronautas
descenderán y dos permanecerán en Gateway / Orion.
Para misiones de fase sostenible, descenderán hasta cuatro
miembros de la tripulación
Un sistema de aterrizaje de tres etapas llevará a los astronautas hacia
y desde la superficie lunar:
(1) elemento de transferencia para el viaje desde la entrada lunar a
la órbita lunar baja,
(2) elemento de descenso para llevar a la tripulación a la superficie
(3) elemento de ascenso para regresar ellos a Gateway. Desde allí,
la tripulación abordaría Orion para un viaje de 250,000 millas de
regreso a la Tierra ”

36. DGM
No hay una atmósfera significativa, por lo que la Luna no puede atrapar el calor ni aislarse del Sol.
El día por un lado dura ~ 13.5 días, seguido de 13.5 noches de oscuridad.
Cuando la luz del sol llega a la superficie lunar, la temperatura puede alcanzar los 260 ° F (127 ° C).
Cuando el sol se pone, las temperaturas pueden descender a ~280ºF (~173ºC).
Las temperaturas cambian de lado a lado, ya que tanto el lado cercano como el lejano experimentan luz solar cada
año lunar o mes terrestre, debido a la rotación lunar.
36
¿Cuál es la temperatura en la luna?
Range from boiling hot to freezing cold !
+260F (+127C) to −280F (−173C)

37. DGM
REGRESO A CASA − ENTRADA ATMOSFÉRICAY ATERRIZAJE
𝑬 =
𝟏
𝟐
𝒎𝒗 𝟐
+
𝒎𝝁
𝒓
ሶ𝑞 = 1.83 × 10−4
𝑣3
𝜌/𝑅 𝑁
EI: 122 km (400 kft)
𝒗 =
𝟏𝟏. 𝟎 𝐤𝐦/𝐬 (𝐥𝐮𝐧𝐚𝐫 𝐦𝐢𝐬𝐬𝐢𝐨𝐧)
𝟏𝟐. 𝟓 𝐤𝐦/𝐬 (𝐌𝐚𝐫𝐬 𝐦𝐢𝐬𝐬𝐢𝐨𝐧)
ሶሶ𝑞 > 120 W/cm2
Orion tiene un escudo térmico con material ablativo que se erosiona
gradualmente para mantener la temperatura máxima de la superficie a 1922 K
(3,000°F). Para mayor protección, la cubierta posterior está hecha de un nuevo
sistema de material compuesto de alta temperatura y está cubierta con
baldosas AETB-8 para garantizar un retorno seguro de la tripulación de Orion.
La reentrada podría generar temperaturas en la superficie de la
capsula de 3,588.71 K (6000°F o 3316ºC)
37

38. DGM
¿Quién dará el próximo
salto gigante para la
humanidad?
38

39. 0458
PlayVideo

40. DGM
Nacemos con un deseo primordial de explorar: de abrir nuevos senderos, cartografiar
tierras extranjeras, volar por el aire y viajar por el espacio profundo para que podamos
responder a preguntas profundas sobre nosotros mismos y encontrar nuestro lugar en este
increíble universo! ― Dora E. González y Musielak
40
Acknowledgements
 NASA - National Aeronautics and Space Administration ➔
for a lifetime of inspiration and for granting me the research
fellowships to carry out my most exciting technical work
Agradecimiento
 A NASA por la inspiración y por otorgarme los
premios de investigación y las oportunidades de llevar
a cabo mi trabajo técnico más excitante

41. DGMDebemos explorar nuestro hermoso universo por
medio de cohetes, naves espaciales y muchas otras
tecnologías espaciales.
La exploración espacial es un esfuerzo humano
sublime llevado a cabo por equipos de astrónomos,
astrofísicos, científicos e ingenieros de todo el mundo.
― Dra. Dora E. González y Musielak
Primera Mujer Ingeniero en Aeronáutica en América Latina,
Primera Rocket Scientist,
Graduada del Instituto Politécnico Nacional de México.
41