Un vehículo de una sola etapa a órbita (o SSTO ) alcanza la órbita desde la superficie de un cuerpo usando solo propulsores y fluidos y sin gastar tanques, motores u otro hardware importante. El término generalmente, pero no exclusivamente, se refiere a vehículos reutilizables . [1] Hasta la fecha, nunca se ha volado ningún vehículo de lanzamiento SSTO lanzado desde la Tierra; Los lanzamientos orbitales desde la Tierra se han realizado mediante cohetes multietapa total o parcialmente desechables .
La principal ventaja proyectada del concepto SSTO es la eliminación del reemplazo de hardware inherente a los sistemas de lanzamiento desechables. Sin embargo, los costos no recurrentes asociados con el diseño, el desarrollo, la investigación y la ingeniería (DDR & E) de los sistemas SSTO reutilizables son mucho más altos que los de los sistemas prescindibles debido a los desafíos técnicos sustanciales de SSTO, asumiendo que esos problemas técnicos de hecho pueden resolverse. [2]
Se considera marginalmente posible lanzar una nave espacial de una sola etapa a la órbita alimentada químicamente desde la Tierra. Los principales factores que complican el SSTO de la Tierra son: alta velocidad orbital de más de 7.400 metros por segundo (27.000 km / h; 17.000 mph); la necesidad de superar la gravedad de la Tierra, especialmente en las primeras etapas del vuelo; y el vuelo dentro de la atmósfera terrestre , lo que limita la velocidad en las primeras etapas del vuelo e influye en el rendimiento del motor. [ cita requerida ]
Los avances en cohetería en el siglo XXI han dado como resultado una caída sustancial en el costo de lanzar un kilogramo de carga útil a la órbita terrestre baja o la Estación Espacial Internacional , [3] reduciendo la principal ventaja proyectada del concepto SSTO.
Los conceptos notables de una sola etapa a la órbita incluyen Skylon , el DC-X , el Lockheed Martin X-33 y el Roton SSTO . Sin embargo, a pesar de ser prometedores, ninguno de ellos se ha acercado aún a alcanzar la órbita debido a problemas para encontrar un sistema de propulsión lo suficientemente eficiente. [1]
De una etapa a la órbita es mucho más fácil de lograr en los cuerpos de extraterrestres que tienen campos gravitatorios débiles y reducen la presión atmosférica de la Tierra, como la Luna y Marte, y se ha logrado a partir de la Luna por el programa Apollo 's módulo lunar , por varias naves espaciales robóticas del programa soviético Luna , y por el Chang'e 5 de China .
Historia
Conceptos tempranos
Antes de la segunda mitad del siglo XX, se realizaron muy pocas investigaciones sobre los viajes espaciales. Durante la década de 1960, comenzaron a surgir algunos de los primeros diseños conceptuales para este tipo de artesanía. [4]
Uno de los primeros conceptos de SSTO fue el camión espacial orbital de una etapa (OOST) propuesto por Philip Bono , [5] ingeniero de Douglas Aircraft Company . [6] También se propuso una versión reutilizable denominada ROOST.
Otro concepto SSTO temprano fue un vehículo de lanzamiento reutilizable llamado NEXUS que fue propuesto por Krafft Arnold Ehricke a principios de la década de 1960. Fue una de las naves espaciales más grandes jamás conceptualizadas con un diámetro de más de 50 metros y la capacidad de elevar hasta 2000 toneladas cortas a la órbita de la Tierra, destinada a misiones para ubicaciones más alejadas del sistema solar como Marte . [7] [8]
El VTOVL North American Air Augmented de 1963 era una nave igualmente grande que habría usado estatorreactores para disminuir la masa de despegue del vehículo al eliminar la necesidad de grandes cantidades de oxígeno líquido mientras viaja a través de la atmósfera. [9]
Desde 1965, Robert Salkeld investigó varios conceptos de aviones espaciales de una sola etapa para orbitar . Propuso un vehículo que quemaría combustible de hidrocarburos mientras está en la atmósfera y luego cambiaría a combustible de hidrógeno para aumentar la eficiencia una vez en el espacio. [10] [11] [12]
Otros ejemplos de los primeros conceptos de Bono (antes de la década de 1990) que nunca se construyeron incluyen:
- ROMBUS (módulo orbital reutilizable, amplificador y lanzadera de servicios públicos), otro diseño de Philip Bono. [13] [14] Esta no fue técnicamente una sola etapa ya que dejó caer algunos de sus tanques de hidrógeno iniciales, pero estuvo muy cerca.
- Ithacus, un concepto ROMBUS adaptado que fue diseñado para transportar soldados y equipo militar a otros continentes a través de una trayectoria suborbital. [15] [16]
- Pegasus, otro concepto ROMBUS adaptado diseñado para transportar pasajeros y cargas útiles a largas distancias en cortos períodos de tiempo a través del espacio. [17]
- Douglas SASSTO , un concepto de vehículo de lanzamiento de 1967. [18]
- Hyperion, otro concepto de Philip Bono que utilizaba un trineo para ganar velocidad antes del despegue para ahorrar la cantidad de combustible que tenía que elevarse en el aire. [19]
Star-raker : En 1979, Rockwell International dio a conocer un concepto para un motor de cohete criogénico / ramjet multiciclo airbreather de carga útil de 100 toneladas , despegue horizontal / aterrizaje horizontal de una sola etapa a órbita llamado Star-Raker , diseñado para lanzar el espacio pesado . satélites de energía solar basados en una órbita terrestre de 300 millas náuticas. [20] [21] [22] Star-raker habría tenido 3 motores de cohetes LOX / LH2 (basados en el SSME ) + 10 turborreactores. [20]
Alrededor de 1985, el proyecto NASP tenía la intención de poner en órbita un vehículo scramjet, pero se detuvo la financiación y se canceló el proyecto. [23] Aproximadamente al mismo tiempo, el HOTOL intentó utilizar la tecnología de motor a reacción preenfriado , pero no logró mostrar ventajas significativas sobre la tecnología de cohetes. [24]
Tecnología DC-X
El DC-X, abreviatura de Delta Clipper Experimental, era un demostrador de despegue y aterrizaje vertical sin tripulación a escala de un tercio para un SSTO propuesto. Es uno de los pocos prototipos de vehículos SSTO jamás construidos. Se planearon varios otros prototipos, incluido el DC-X2 (un prototipo de media escala) y el DC-Y, un vehículo a gran escala que sería capaz de insertarse en una sola etapa en órbita. Ninguno de estos fue construido, pero el proyecto fue asumido por la NASA en 1995, y construyeron el DC-XA, un prototipo mejorado a escala de un tercio. Este vehículo se perdió cuando aterrizó con solo tres de sus cuatro pistas de aterrizaje desplegadas, lo que provocó que volcara de costado y explotara. El proyecto no se ha continuado desde entonces. [ cita requerida ]
Roton
De 1999 a 2001, Rotary Rocket intentó construir un vehículo SSTO llamado Roton. Recibió una gran cantidad de atención de los medios y se completó un prototipo de subescala funcional, pero el diseño fue en gran medida poco práctico. [25]
Enfoques
Ha habido varios enfoques para SSTO, incluidos cohetes puros que se lanzan y aterrizan verticalmente, vehículos propulsados por scramjet que respiran aire que se lanzan y aterrizan horizontalmente, vehículos de propulsión nuclear e incluso vehículos propulsados por motores a reacción que pueden volar en órbita. y regresar aterrizando como un avión de pasajeros, completamente intacto.
Para los SSTO propulsados por cohetes, el principal desafío es lograr una relación de masa lo suficientemente alta como para transportar suficiente propulsor para alcanzar la órbita , además de un peso de carga útil significativo . Una posibilidad es darle al cohete una velocidad inicial con un cañón espacial , como se planeó en el proyecto Quicklaunch . [26]
Para los SSTO que respiran aire, el principal desafío es la complejidad del sistema y los costos de investigación y desarrollo asociados, la ciencia de los materiales y las técnicas de construcción necesarias para sobrevivir a un vuelo sostenido de alta velocidad dentro de la atmósfera y lograr una relación de masa lo suficientemente alta como para transportar suficiente propulsor para alcanzar la órbita, además de un peso de carga útil significativo. Los diseños que respiran aire normalmente vuelan a velocidades supersónicas o hipersónicas , y por lo general incluyen un motor de cohete para el encendido final de la órbita. [1]
Ya sea propulsado por cohetes o respirando aire, un vehículo reutilizable debe ser lo suficientemente resistente para sobrevivir a múltiples viajes de ida y vuelta al espacio sin agregar peso o mantenimiento excesivo. Además, un vehículo reutilizable debe poder volver a entrar sin sufrir daños y aterrizar de forma segura. [ cita requerida ]
Si bien alguna vez se pensó que los cohetes de una sola etapa estaban fuera de su alcance, los avances en la tecnología de materiales y las técnicas de construcción han demostrado que son posibles. Por ejemplo, los cálculos muestran que la primera etapa del Titan II , lanzada por sí sola, tendría una relación de combustible a hardware del vehículo de 25 a 1. [27] Tiene un motor suficientemente eficiente para alcanzar la órbita, pero sin llevar mucha carga útil. [28]
Combustibles densos frente a hidrógeno
El combustible de hidrógeno puede parecer el combustible obvio para los vehículos SSTO. Cuando se quema con oxígeno , el hidrógeno da el impulso específico más alto de cualquier combustible de uso común: alrededor de 450 segundos, en comparación con hasta 350 segundos para el queroseno . [ cita requerida ]
El hidrógeno tiene las siguientes ventajas: [ cita requerida ]
- El hidrógeno tiene un impulso específico casi un 30% más alto (aproximadamente 450 segundos frente a 350 segundos) que la mayoría de los combustibles densos.
- El hidrógeno es un excelente refrigerante.
- La masa bruta de las etapas de hidrógeno es menor que las etapas de combustible denso para la misma carga útil.
- El hidrógeno es ecológico.
Sin embargo, el hidrógeno también tiene estas desventajas: [ cita requerida ]
- Densidad muy baja (aproximadamente 1 ⁄ 7 de la densidad del queroseno), lo que requiere un tanque muy grande
- Profundamente criogénico : debe almacenarse a temperaturas muy bajas y, por lo tanto, necesita un aislamiento pesado.
- Se escapa con mucha facilidad por el hueco más pequeño
- Amplia gama de combustibles: se enciende fácilmente y se quema con una llama peligrosamente invisible
- Tiende a condensar oxígeno, lo que puede causar problemas de inflamabilidad.
- Tiene un gran coeficiente de expansión incluso para pequeñas fugas de calor.
Estos problemas pueden resolverse, pero a un costo adicional. [ cita requerida ]
Mientras que los tanques de queroseno pueden representar el 1% del peso de su contenido, los tanques de hidrógeno a menudo deben pesar el 10% de su contenido. Esto se debe tanto a la baja densidad como al aislamiento adicional requerido para minimizar la ebullición (un problema que no ocurre con el queroseno y muchos otros combustibles). La baja densidad del hidrógeno afecta aún más el diseño del resto del vehículo: las bombas y las tuberías deben ser mucho más grandes para bombear el combustible al motor. El resultado final es que la relación empuje / peso de los motores de hidrógeno es entre un 30% y un 50% menor que la de los motores comparables que utilizan combustibles más densos. [ cita requerida ]
Esta ineficiencia también afecta indirectamente a las pérdidas por gravedad ; el vehículo tiene que sostenerse con la energía del cohete hasta que alcanza la órbita. El menor exceso de empuje de los motores de hidrógeno debido a la menor relación empuje / peso significa que el vehículo debe ascender más abruptamente y, por lo tanto, menos empuje actúa horizontalmente. Un menor empuje horizontal hace que se tarde más en alcanzar la órbita y las pérdidas de gravedad aumentan al menos en 300 metros por segundo (1.100 km / h; 670 mph). Si bien no parece grande, la relación de masa a la curva delta-v es muy pronunciada para alcanzar la órbita en una sola etapa, y esto hace una diferencia del 10% en la relación de masa además de los ahorros de tanque y bomba. [ cita requerida ]
El efecto general es que hay sorprendentemente poca diferencia en el rendimiento general entre los SSTO que usan hidrógeno y los que usan combustibles más densos, excepto que los vehículos de hidrógeno pueden ser bastante más costosos de desarrollar y comprar. Estudios cuidadosos han demostrado que algunos combustibles densos (por ejemplo, propano líquido ) superan el rendimiento del combustible de hidrógeno cuando se utilizan en un vehículo de lanzamiento SSTO en un 10% para el mismo peso seco. [29]
En la década de 1960, Philip Bono investigó los cohetes tripropelentes VTVL de una sola etapa y demostró que podían mejorar el tamaño de la carga útil en aproximadamente un 30%. [30]
La experiencia operativa con el cohete experimental DC-X ha hecho que varios defensores de SSTO reconsideren el hidrógeno como un combustible satisfactorio. El difunto Max Hunter, mientras empleaba combustible de hidrógeno en el DC-X, solía decir que pensaba que el primer SSTO orbital exitoso probablemente sería alimentado por propano. [ cita requerida ]
Un motor para todas las altitudes
Algunos conceptos SSTO utilizan el mismo motor para todas las altitudes, lo que es un problema para los motores tradicionales con boquilla en forma de campana . Dependiendo de la presión atmosférica, las diferentes formas de campana son óptimas. Los motores que operan en la atmósfera inferior tienen campanas más cortas que los diseñados para trabajar en vacío. Tener una campana que solo es óptima a una altitud única reduce la eficiencia general del motor. [ cita requerida ]
Una posible solución sería utilizar un motor aerospike , que puede ser eficaz en una amplia gama de presiones ambientales. De hecho, en el diseño del X-33 se iba a utilizar un motor aerospike lineal . [ cita requerida ]
Otras soluciones implican el uso de varios motores y otros diseños que se adaptan a la altitud , como campanas dobles o secciones de campana extensibles . [ cita requerida ]
Aún así, en altitudes muy elevadas, las campanas del motor extremadamente grandes tienden a expandir los gases de escape hasta casi presiones de vacío. Como resultado, estas campanas de motor son contraproducentes [ dudoso ] debido a su exceso de peso. Algunos conceptos de SSTO utilizan motores de muy alta presión que permiten utilizar relaciones elevadas desde el nivel del suelo. Esto proporciona un buen rendimiento, eliminando la necesidad de soluciones más complejas. [ cita requerida ]
SSTO de respiración de aire
Algunos diseños de SSTO intentan utilizar motores a reacción con aire que recogen el oxidante y la masa de reacción de la atmósfera para reducir el peso de despegue del vehículo. [ cita requerida ]
Algunos de los problemas con este enfoque son: [ cita requerida ]
- Ningún motor respiratorio conocido es capaz de funcionar a velocidad orbital dentro de la atmósfera (por ejemplo, los scramjets alimentados con hidrógeno parecen tener una velocidad máxima de aproximadamente Mach 17). [31] Esto significa que se deben utilizar cohetes para la inserción orbital final.
- El empuje del cohete necesita que la masa orbital sea lo más pequeña posible para minimizar el peso del propulsor.
- La relación de empuje a peso de los cohetes que dependen del oxígeno a bordo aumenta drásticamente a medida que se gasta el combustible, porque el tanque de combustible del oxidante tiene aproximadamente el 1% de la masa como el oxidante que transporta, mientras que los motores que respiran aire tradicionalmente tienen un pobre relación empuje / peso que es relativamente fija durante el ascenso con aire respirable.
- Las velocidades muy altas en la atmósfera requieren sistemas de protección térmica muy pesados, lo que hace que alcanzar la órbita sea aún más difícil.
- Mientras que a velocidades más bajas, los motores que respiran aire son muy eficientes, la eficiencia ( Isp ) y los niveles de empuje de los motores a reacción que respiran aire caen considerablemente a alta velocidad (por encima de Mach 5-10 dependiendo del motor) y comienzan a acercarse a los de motores de cohetes o algo peor.
- Las relaciones de sustentación y arrastre de los vehículos a velocidades hipersónicas son bajas, sin embargo, las relaciones efectivas de sustentación y arrastre de los vehículos cohete a alta g no son diferentes .
Así, por ejemplo, con los diseños de scramjet (por ejemplo, X-43 ), los presupuestos masivos no parecen cerrarse para el lanzamiento orbital. [ cita requerida ]
Problemas similares ocurren con los vehículos de una sola etapa que intentan llevar motores a reacción convencionales a la órbita: el peso de los motores a reacción no se compensa suficientemente con la reducción del propulsor. [32]
Por otro lado, los diseños de respiración de aire preenfriados similares a LACE , como el avión espacial Skylon (y ATREX ), que hacen la transición al empuje del cohete a velocidades bastante más bajas (Mach 5,5), parecen dar, al menos en el papel, una fracción de masa orbital mejorada sobre la pura. cohetes (incluso cohetes de varias etapas) lo suficiente como para ofrecer la posibilidad de una reutilización completa con una mejor fracción de carga útil. [33]
Es importante señalar que la fracción de masa es un concepto importante en la ingeniería de un cohete. Sin embargo, la fracción de masa puede tener poco que ver con los costos de un cohete, ya que los costos del combustible son muy pequeños en comparación con los costos del programa de ingeniería en su conjunto. Como resultado, un cohete barato con una fracción de masa pobre puede ser capaz de entregar más carga útil a la órbita con una determinada cantidad de dinero que un cohete más complicado y eficiente. [ cita requerida ]
Lanzamiento de asistencias
Muchos vehículos son solo suborbitales, por lo que prácticamente cualquier cosa que proporcione un aumento delta-v relativamente pequeño puede ser útil y, por lo tanto, es deseable la asistencia externa para un vehículo. [ cita requerida ]
Las ayudas de lanzamiento propuestas incluyen: [ cita requerida ]
- lanzamiento de trineo (ferrocarril, levitación magnética , incluidos Bantam, MagLifter y StarTram , etc.) [34]
- Lanzamiento aéreo o remolque de aeronaves
- repostaje en vuelo
- Bucle de lanzamiento de Lofstrom / fuentes espaciales
Y recursos en órbita como: [ cita requerida ]
- Correa espacial
- remolcadores
Propulsión nuclear
Debido a problemas de peso, como el blindaje, muchos sistemas de propulsión nuclear no pueden levantar su propio peso y, por lo tanto, no son adecuados para su lanzamiento a la órbita. Sin embargo, algunos diseños como el proyecto Orion y algunos diseños térmicos nucleares tienen una relación de empuje a peso superior a 1, lo que les permite despegar. Claramente, uno de los principales problemas con la propulsión nuclear sería la seguridad, tanto durante un lanzamiento para los pasajeros, como también en caso de una falla durante el lanzamiento. Ningún programa actual intenta la propulsión nuclear desde la superficie de la Tierra. [ cita requerida ]
Propulsión por haz
Debido a que pueden ser más energéticos que la energía potencial que permite el combustible químico, algunos conceptos de cohetes impulsados por láser o microondas tienen el potencial de lanzar vehículos a la órbita, en una sola etapa. En la práctica, esta área no es posible con la tecnología actual. [ cita requerida ]
Desafíos de diseño inherentes a SSTO
Las limitaciones de espacio de diseño de los vehículos SSTO fueron descritas por el ingeniero de diseño de cohetes Robert Truax :
Usando tecnologías similares (es decir, los mismos propulsores y fracción estructural), un vehículo de dos etapas a órbita siempre tendrá una mejor relación de carga útil a peso que una sola etapa diseñada para la misma misión, en la mayoría de los casos, un vehículo muy mucho mejor [relación carga útil / peso]. Solo cuando el factor estructural se acerca a cero [muy poco peso de la estructura del vehículo], la relación carga útil / peso de un cohete de una etapa se aproxima a la de un cohete de dos etapas. Un ligero error de cálculo y el cohete de una sola etapa termina sin carga útil. Para obtener alguno, la tecnología debe llevarse al límite. Exprimir la última gota de impulso específico y recortar la última libra cuesta dinero y / o reduce la confiabilidad. [35]
La ecuación del cohete Tsiolkovsky expresa el cambio máximo en la velocidad que puede lograr cualquier etapa de un cohete:
dónde:
La relación de masa de un vehículo se define como una relación de la masa inicial del vehículo cuando está completamente cargado con propulsores. a la masa final del vehículo después de la quemadura:
dónde:
La fracción de masa del propulsor () de un vehículo puede expresarse únicamente en función de la relación de masa:
El coeficiente estructural () es un parámetro crítico en el diseño de vehículos SSTO. [36] La eficiencia estructural de un vehículo se maximiza cuando el coeficiente estructural se acerca a cero. El coeficiente estructural se define como:
La fracción de masa estructural general se puede expresar en términos del coeficiente estructural:
Se puede encontrar una expresión adicional para la fracción de masa estructural general observando que la fracción de masa de la carga útil , la fracción de masa del propulsor y la fracción de masa estructural suman uno:
Igualando las expresiones para la fracción de masa estructural y despejando los rendimientos de masa del vehículo inicial:
Esta expresión muestra cómo el tamaño de un vehículo SSTO depende de su eficiencia estructural. Dado un perfil de misión y tipo propulsor , el tamaño de un vehículo aumenta con un coeficiente estructural creciente. [37] Esta sensibilidad del factor de crecimiento se muestra paramétricamente para vehículos SSTO y de dos etapas a órbita (TSTO) para una misión LEO estándar. [38] Las curvas asíntotas verticales en el límite máximo del coeficiente estructural cuando ya no se pueden cumplir los criterios de la misión:
En comparación con un vehículo TSTO no optimizado que usa estadificación restringida , un cohete SSTO que lanza una masa de carga útil idéntica y usa los mismos propulsores siempre requerirá un coeficiente estructural sustancialmente más pequeño para lograr el mismo delta-v. Dado que la tecnología de materiales actual coloca un límite inferior de aproximadamente 0,1 en los coeficientes estructurales más pequeños alcanzables, [39] los vehículos SSTO reutilizables suelen ser una opción poco práctica incluso cuando se utilizan los propulsores de mayor rendimiento disponibles.
Ejemplos de
Es más fácil lograr SSTO desde un cuerpo con menor atracción gravitacional que la Tierra, como la Luna o Marte . El Módulo Lunar Apolo ascendió de la superficie lunar a la órbita lunar en una sola etapa. [ cita requerida ]
La División Espacial de Chrysler Corporation preparó un estudio detallado de los vehículos SSTO en 1970-1971 bajo el contrato NAS8-26341 de la NASA. Su propuesta ( Shuttle SERV ) era un vehículo enorme con más de 50.000 kilogramos (110.000 libras) de carga útil, que utilizaba motores a reacción para el aterrizaje (vertical). [40] Si bien los problemas técnicos parecían tener solución, la USAF requería un diseño alado que condujera al Transbordador tal como lo conocemos hoy.
El demostrador de tecnología DC-X sin tripulación , desarrollado originalmente por McDonnell Douglas para la oficina del programa de la Iniciativa de Defensa Estratégica (SDI), fue un intento de construir un vehículo que pudiera conducir a un vehículo SSTO. La nave de prueba de un tercio de tamaño fue operada y mantenida por un pequeño equipo de tres personas con base en un remolque, y la nave fue relanzada una vez menos de 24 horas después del aterrizaje. Aunque el programa de prueba no estuvo exento de contratiempos (incluida una explosión menor), el DC-X demostró que los aspectos de mantenimiento del concepto eran sólidos. Ese proyecto se canceló cuando aterrizó con tres de las cuatro patas desplegadas, volcó y explotó en el cuarto vuelo después de transferir la gestión de la Organización de la Iniciativa de Defensa Estratégica a la NASA. [ cita requerida ]
El vehículo de lanzamiento Aquarius fue diseñado para llevar materiales a granel a la órbita lo más barato posible. [ cita requerida ]
El desarrollo actual
Los proyectos SSTO actuales y anteriores incluyen el proyecto japonés Kankoh-maru , ARCA Haas 2C y el avión espacial Avatar indio . [ cita requerida ]
Skylon
El gobierno británico se asoció con la ESA en 2010 para promover un concepto de avión espacial de una sola etapa para orbitar llamado Skylon . [41] Este diseño fue iniciado por Reaction Engines Limited (REL) , [42] [43] una empresa fundada por Alan Bond después de que se cancelara HOTOL . [44] El avión espacial Skylon ha sido recibido positivamente por el gobierno británico y la Sociedad Interplanetaria Británica . [45] Tras una prueba exitosa del sistema de propulsión que fue auditada por la división de propulsión de la ESA a mediados de 2012, REL anunció que comenzaría un proyecto de tres años y medio para desarrollar y construir una plantilla de prueba del motor Sabre para Demuestre el rendimiento de los motores a través de sus modos de respiración de aire y cohete. [46] En noviembre de 2012, se anunció que se había completado con éxito una prueba clave del preenfriador del motor y que la ESA había verificado el diseño del preenfriador. Ahora se permite que el desarrollo del proyecto avance a su siguiente fase, que implica la construcción y prueba de un motor prototipo a gran escala. [46] [47]
Enfoques alternativos para vuelos espaciales económicos
Muchos estudios han demostrado que, independientemente de la tecnología seleccionada, la técnica de reducción de costes más eficaz son las economías de escala . [ cita requerida ] El simple hecho de lanzar un gran número total reduce los costos de fabricación por vehículo, similar a cómo la producción en masa de automóviles produjo grandes aumentos en la asequibilidad. [ cita requerida ]
Usando este concepto, algunos analistas aeroespaciales creen que la forma de reducir los costos de lanzamiento es exactamente lo contrario de SSTO. Mientras que los SSTO reutilizables reducirían los costos por lanzamiento al hacer un vehículo de alta tecnología reutilizable que se lanza con frecuencia con poco mantenimiento, el enfoque de "producción en masa" considera los avances técnicos como una fuente del problema de costos en primer lugar. Simplemente construyendo y lanzando grandes cantidades de cohetes y, por lo tanto, lanzando un gran volumen de carga útil, se pueden reducir los costos. Este enfoque se intentó a fines de la década de 1970, principios de la de 1980 en Alemania Occidental con el cohete OTRAG con base en la República Democrática del Congo . [48]
Esto es algo similar al enfoque que han adoptado algunos sistemas anteriores, utilizando sistemas de motor simples con combustibles de "baja tecnología", como todavía lo hacen los programas espaciales de Rusia y China . [ cita requerida ]
Una alternativa a la escala es hacer que las etapas desechadas sean prácticamente reutilizables : este es el objetivo del programa de desarrollo del sistema de lanzamiento reutilizable SpaceX y su Falcon 9 , Falcon Heavy y Starship . Blue Origin está aplicando un enfoque similar , utilizando New Glenn .
Ver también
- Motor aeroespike
- Aviones espaciales de Bristol
- British Aerospace HOTOL
- Kankoh-maru
- Bucle de lanzamiento
- Lockheed Martin X-33
- Fracción de masa
- NASA X-43
- Anillo orbital
- Rockwell X-30
- Roton
- Scramjet
- Ascensor espacial
- Propulsión de naves espaciales
- Tres etapas a órbita
- De dos etapas a órbita
- VentureStar
- XS-1 (nave espacial)
Otras lecturas
- Andrew J. Butrica: Una sola etapa a la órbita: política, tecnología espacial y la búsqueda de cohetes reutilizables. Prensa de la Universidad Johns Hopkins, Baltimore 2004, ISBN 9780801873386 .
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enlaces externos
- Un experimento mental de una sola etapa a la órbita
- ¿Por qué los costos de lanzamiento son tan altos? , un análisis de los costos de lanzamiento espacial, con una sección que critica SSTO
- Las frías ecuaciones del vuelo espacial Una crítica de SSTO por Jeffrey F. Bell.
- Velocidad de quemado Vb de un solo cohete de una etapa