Un cohete solar térmico es un sistema teórico de propulsión de una nave espacial que utilizaría la energía solar para calentar directamente la masa de reacción y, por lo tanto, no requeriría un generador eléctrico, como lo hacen la mayoría de las otras formas de propulsión solar. El cohete solo tendría que llevar los medios de captación de energía solar, como concentradores y espejos . El propulsor calentado se alimentaría a través de una boquilla de cohete convencional para producir empuje. El empuje de su motor estaría directamente relacionado con la superficie del colector solar y con la intensidad local de la radiación solar.
A corto plazo, se ha propuesto la propulsión solar térmica tanto para un uso más prolongado, económico y eficiente del sol como para vehículos de lanzamiento criogénicos de etapa superior más flexibles y para depósitos de propulsores en órbita . La propulsión solar térmica también es un buen candidato para su uso en remolcadores interorbitales reutilizables, ya que es un sistema de bajo empuje y alta eficiencia que se puede repostar con relativa facilidad.
Conceptos de diseño termosolar
Hay dos conceptos de propulsión solar térmica, que se diferencian principalmente en el método por el cual utilizan la energía solar para calentar el propulsor: [ cita requerida ]
- El calentamiento solar indirecto implica bombear el propulsor a través de pasajes en un intercambiador de calor que se calienta por radiación solar. El concepto de cavidad del intercambiador de calor sin ventanas es un diseño que adopta este enfoque de absorción de radiación.
- El calentamiento solar directo implica exponer el propulsor directamente a la radiación solar. El concepto de lecho giratorio es uno de los conceptos preferidos para la absorción directa de la radiación solar; Ofrece un impulso específico más alto que otros diseños de calentamiento directo mediante el uso de un enfoque de semillas retenidas ( carburo de tantalio o carburo de hafnio ). El propulsor fluye a través de las paredes porosas de un cilindro giratorio, recogiendo calor de las semillas, que son retenidas en las paredes por la rotación. Los carburos son estables a altas temperaturas y tienen excelentes propiedades de transferencia de calor.
Debido a las limitaciones en la temperatura que pueden soportar los materiales del intercambiador de calor (aproximadamente 2800 K ), los diseños de absorción indirecta no pueden alcanzar impulsos específicos más allá de 900 segundos (9 kN · s / kg = 9 km / s) (o hasta 1000 segundos, ver debajo). Los diseños de absorción directa permiten temperaturas del propulsor más altas y, por lo tanto, impulsos específicos más altos, acercándose a los 1200 segundos. Incluso el impulso específico inferior representa un aumento significativo respecto a la de convencionales cohetes químicos , sin embargo, un aumento que puede proporcionar una mejora sustancial de la carga útil (45 por ciento para un LEO -a- GEO misión) a expensas del aumento del tiempo de viaje (14 días en comparación con 10 horas). [ cita requerida ]
Se ha diseñado y fabricado hardware a pequeña escala para el Laboratorio de Propulsión de Cohetes de la Fuerza Aérea (AFRPL) para la evaluación de pruebas en tierra. [1] SART ha investigado sistemas con 10 a 100 N de empuje. [2]
Se han propuesto vehículos de transferencia orbital reutilizables (OTV), a veces llamados remolcadores espaciales (interorbitales), propulsados por cohetes solares térmicos. Los concentradores de remolcadores solares térmicos son menos susceptibles a la radiación en los cinturones de Van Allen que los paneles solares de OTV eléctrico solar. [3]
Una prueba de concepto inicial se demostró en 2020 con helio en el simulador solar del Laboratorio de Física Aplicada de la Universidad Johns Hopkins. [4]
Propulsores
La mayoría de los diseños propuestos para cohetes solares térmicos utilizan hidrógeno como propulsor debido a su bajo peso molecular que da un excelente impulso específico de hasta 1000 segundos (10 kN · s / kg) utilizando intercambiadores de calor hechos de renio. [5]
El pensamiento convencional ha sido que el hidrógeno, aunque da un impulso específico excelente, no se puede almacenar en el espacio. El trabajo de diseño a principios de la década de 2010 ha desarrollado un enfoque para reducir sustancialmente la ebullición de hidrógeno y utilizar económicamente el pequeño producto de ebullición restante para las tareas necesarias en el espacio, esencialmente logrando cero ebullición (ZBO) desde un punto de vista práctico. [6] : pág. 3,4,7
También se podrían utilizar otras sustancias. El agua da un rendimiento bastante pobre de 190 segundos (1,9 kN · s / kg), pero solo requiere un equipo simple para purificar y manipular, y es almacenable en el espacio y esto se ha propuesto muy seriamente para uso interplanetario, utilizando recursos in situ . [7]
Se ha propuesto el amoníaco como propulsor. [8] Ofrece un impulso específico más alto que el agua, pero es fácilmente almacenable, con un punto de congelación de -77 grados Celsius y un punto de ebullición de -33,34 ° C. El escape se disocia en hidrógeno y nitrógeno, lo que conduce a un peso molecular promedio más bajo y, por lo tanto, a una Isp más alta (65% de hidrógeno). [ cita requerida ]
Una arquitectura de propulsión solar térmica supera a las arquitecturas que implican la electrólisis y licuación del hidrógeno del agua en más de un orden de magnitud, ya que la electrólisis requiere generadores de energía pesada, mientras que la destilación solo requiere una fuente de calor simple y compacta (ya sea nuclear o solar); por lo que la tasa de producción de propulsor es correspondientemente mucho más alta para cualquier masa inicial dada de equipo. Sin embargo, su uso se basa en tener ideas claras de la ubicación del hielo de agua en el sistema solar, particularmente en los cuerpos lunares y asteroides, y dicha información no se conoce, aparte de que se esperan los cuerpos con el cinturón de asteroides y más lejos del Sol. ser rico en agua helada. [9] [10]
Termosolar para lanzamiento a tierra
Se han propuesto cohetes solares térmicos [11] [ se necesita cita completa ] como un sistema para poner en órbita una pequeña nave espacial personal. El diseño se basa en un dirigible de gran altitud que utiliza su envolvente para enfocar la luz solar en un tubo. El propulsor, que probablemente sería amoníaco, se alimenta para producir empuje. Los posibles defectos de diseño incluyen si el motor podría producir suficiente empuje para superar la resistencia y si el revestimiento de la aeronave no fallaría a velocidades hipersónicas. Esto tiene muchas similitudes con el dirigible orbital propuesto por JP Aerospace .
Sistemas espaciales termosolares propuestos
A partir de 2010[actualizar], se habían hecho dos propuestas para utilizar la propulsión solar térmica en sistemas de naves espaciales posteriores al lanzamiento en el espacio.
Un concepto para proporcionar depósitos de propulsores en órbita terrestre baja (LEO) que podrían usarse como estaciones de paso para que otras naves espaciales se detengan y reposten en el camino hacia misiones más allá de LEO ha propuesto que se desperdicie hidrógeno gaseoso, un subproducto inevitable del líquido a largo plazo. El almacenamiento de hidrógeno en el entorno de calor radiativo del espacio se podría utilizar como monopropulsor en un sistema de propulsión solar térmica. El hidrógeno residual se utilizaría de manera productiva tanto para el mantenimiento de la estación orbital como para el control de actitud , además de proporcionar propulsor y empuje limitados para usar en maniobras orbitales para un mejor encuentro con otras naves espaciales que entrarían para recibir combustible del depósito. [6]
Los propulsores de hidrógeno monopropulsores solares térmicos también son parte integral del diseño del cohete criogénico de etapa superior de próxima generación propuesto por la empresa estadounidense United Launch Alliance (ULA). La etapa avanzada común evolucionada (ACES) fue concebida como una etapa superior de menor costo, más capaz y más flexible que complementaría, y quizás reemplazaría, los vehículos de etapa superior ULA Centaur y ULA Delta Cryogenic Second Stage (DCSS) existentes. La opción ACES Integrated Vehicle Fluids elimina todo el monopropelente de hidracina y todo el helio presurizado del vehículo espacial, normalmente utilizado para el control de actitud y mantenimiento de la posición, y depende en cambio de propulsores monopropulsores solares térmicos que utilizan hidrógeno residual. [6] : pág. 5 [ necesita actualización ]
Gordon Woodcock y Dave Byers investigaron la viabilidad de varios viajes utilizando propulsión solar térmica en 2003. [ aclaración necesaria ] [12]
Una propuesta posterior en la década de 2010 fue la nave espacial Solar Moth que usaría espejos livianos para enfocar la radiación solar en un motor térmico solar. [13] [14]
Ver también
- Propulsión solar eléctrica
- Cohete termal nuclear
Referencias
- ^ Propulsión solar térmica para naves espaciales pequeñas - Desarrollo y evaluación de sistemas de ingeniería PSI-SR-1228 editor AIAA julio de 2005
- ^ Página web DLR Propulsión solar térmica del Institut für Raumfahrtantriebe Abteilung Systemanalyse Raumtransport (SART) fecha = noviembre de 2006 Archivado 2007-07-06 en Wayback Machine
- ^ John H. Schilling, Frank S. Gulczinski III. "Comparación de conceptos de vehículos de transferencia de órbita que utilizan opciones de propulsión y potencia a medio plazo" (PDF) . Consultado el 23 de mayo de 2018 .
- ^ Oberhaus, Daniel (20 de noviembre de 2020). "Un cohete de energía solar podría ser nuestro boleto al espacio interestelar" . Cableado .
- ^ Ultramet. "Conceptos avanzados de propulsión - propulsión solar térmica" . Ultramet . Consultado el 20 de junio de 2012 .
- ^ a b c Zegler, Frank; Bernard Kutter (2 de septiembre de 2010). "Evolución hacia una arquitectura de transporte espacial basada en depósitos" (PDF) . Conferencia y exposición AIAA SPACE 2010 . AIAA. pag. 3 . Consultado el 31 de marzo de 2017 .
el hidrógeno residual que se ha evaporado resulta ser el propulsor más conocido (como monopropulsor en un sistema básico de propulsión termosolar) para esta tarea. Un depósito práctico debe desarrollar hidrógeno a una velocidad mínima que coincida con las demandas de mantenimiento de la estación.
- ^ NASA. "Informe final de fase 1 del NIAC del prospector de asteroides robótico" (PDF) . NASA . Consultado el 11 de marzo de 2021 .
- ^ PSI. "Propulsión solar térmica para desarrollo y evaluación de sistemas de ingeniería de pequeñas naves espaciales" (PDF) . PSI . Consultado el 12 de agosto de 2017 .
- ^ Zuppero, Anthony (2005). "Propulsión a las lunas de Júpiter utilizando calor y agua sin electrólisis ni criogenia" (PDF) . Exploración espacial 2005 . Serie de conferencias SESI. 001 . Consultado el 20 de junio de 2012 .
- ^ Zuppero, Anthony. "nuevo combustible: combustible Objeto cercano a la Tierra (Neofuel, utilizando abundantes recursos extraterrestres para el transporte interplanetario)" . Consultado el 20 de junio de 2012 .
- ^ NewMars, tecnología solar térmica para lanzamiento en tierra? Archivado el 20 de febrero de 2012 en la Wayback Machine.
- ^ Byers, Woodcock (2003). "Resultados de la Evaluación de la Propulsión Solar Térmica, AIAA 2003-5029". AIAA. Cite journal requiere
|journal=
( ayuda ) - ^ Nick Stevens Graphics , 18 de enero de 2018, consultado el 20 de enero de 2019.
- ^ Rendimiento del motor de cohete en función de la velocidad de escape y la fracción de masa para varias naves espaciales , Proyecto Rho, consultado el 20 de enero de 2019.
enlaces externos
- Propulsión solar térmica para naves espaciales pequeñas: desarrollo y evaluación de sistemas de ingeniería (2005)
- Pratt & Whitney Rocketdyne gana una opción de contrato de $ 2,2 millones para el motor de cohete de propulsión solar térmica (página web que cita el comunicado de prensa,
25 de junio de 2008, Pratt & Whitney Rocketdyne )