Cohete termal
Un cohete térmico es un motor de cohete que utiliza un propulsor que se calienta externamente antes de pasar a través de una boquilla para producir empuje , en lugar de ser calentado internamente por una reacción redox ( combustión ) como en un cohete químico .
En teoría, los cohetes térmicos pueden ofrecer un alto rendimiento, según el combustible utilizado y las especificaciones de diseño, y se ha realizado una gran cantidad de investigación en una variedad de tipos. Sin embargo, aparte del simple propulsor de gas frío y el cohete de vapor, ninguno ha pasado de la etapa de prueba.
Teoría
Para un motor de cohete, la eficiencia del uso de propulsor (la cantidad de impulso producido por masa de propulsor) se mide por el impulso específico ( ), que es proporcional a la velocidad de escape efectiva . Para los sistemas de cohetes térmicos, el impulso específico aumenta como la raíz cuadrada de la temperatura e inversamente como la raíz cuadrada de la masa molecular del escape. En el caso simple en el que una fuente térmica calienta una masa de reacción de gas monoatómico ideal , el impulso específico teórico máximo es directamente proporcional a la velocidad térmica del gas calentado:
donde es la gravedad estándar , es la constante de Boltzmann , T la temperatura (absoluta) ym es la masa del escape (por molécula). Para la masa de reacción que no es monoatómica, parte de la energía térmica puede retenerse como energía interna del escape, y esta ecuación se modificará dependiendo del grado de disociación en el escape, pérdidas por flujo congelado y otras pérdidas internas, pero se mantendrá la proporcionalidad general de la raíz cuadrada. Se puede encontrar una ecuación más detallada para el rendimiento máximo de un cohete térmico en la boquilla de Laval o en Chung. [1]
Por lo tanto, la eficiencia de un motor térmico se maximiza utilizando la temperatura más alta factible (generalmente limitada por las propiedades de los materiales) y eligiendo una masa molecular baja para la masa de reacción.
Propulsor de gas frío
El caso más simple de un cohete térmico es el caso en el que un gas comprimido se mantiene en un tanque y se libera a través de una boquilla. Esto se conoce como propulsor de gas frío . La fuente térmica, en este caso, es simplemente la energía contenida en la capacidad calorífica del gas.
Cohete de vapor
Un cohete de vapor (también conocido como "cohete de agua caliente") es un cohete térmico que utiliza agua contenida en un recipiente a presión a alta temperatura, de modo que su presión de vapor saturado es significativamente mayor que la presión ambiental. Se permite que el agua escape como vapor a través de una boquilla de cohete para producir empuje . Este tipo de cohete térmico se ha utilizado en aplicaciones de carreras de resistencia. [2]
Cohete termal nuclear
En un cohete térmico nuclear, un fluido de trabajo, generalmente hidrógeno líquido , se calienta a una temperatura alta en un reactor nuclear y luego se expande a través de la boquilla de un cohete para crear empuje . La energía del reactor nuclear reemplaza la energía química de los químicos reactivos en un motor de cohete químico . Debido a la mayor densidad energética del combustible nuclear en comparación con los combustibles químicos, alrededor de 10 7veces, el impulso específico resultante del motor es al menos dos veces más bueno que el de los motores químicos. La masa bruta total de despegue de un cohete nuclear es aproximadamente la mitad de la de un cohete químico y, por lo tanto, cuando se usa como etapa superior, duplica o triplica aproximadamente la carga útil llevada a la órbita.
Un motor nuclear se consideró durante algún tiempo como un reemplazo para el J-2 utilizado en la S-II y S-IVB etapas en las Saturno V y Saturno I cohetes. Originalmente, se consideraron reemplazos "directos" para un mayor rendimiento, pero luego se estudió un reemplazo más grande para la etapa S-IVB para misiones a Marte y otros perfiles de alta carga, conocidos como SN. Los "transbordadores" espaciales translunares o interplanetarios térmicos nucleares fueron planeados como parte del Sistema de Transporte Espacial para llevar cargas útiles desde un depósito de propulsores en órbita terrestre baja hacia la Luna y otros planetas. Robert Bussardpropuso el vehículo "Aspen" de una etapa a órbita que utiliza un cohete térmico nuclear para la propulsión y un propulsor de hidrógeno líquido para el blindaje parcial contra la retrodispersión de neutrones en la atmósfera inferior. [3] Los soviéticos estudiaron motores nucleares para sus propios cohetes lunares, en particular las etapas superiores del N-1 , aunque nunca entraron en un programa de pruebas extenso como el que Estados Unidos llevó a cabo durante la década de 1960 en el sitio de pruebas de Nevada . A pesar de muchos disparos exitosos, los cohetes nucleares estadounidenses no volaron antes de que terminara la carrera espacial .
Hasta la fecha, no ha volado ningún cohete térmico nuclear, aunque los NERVA NRX / EST y NRX / XE fueron construidos y probados con componentes de diseño de vuelo. El exitoso Proyecto Rover de EE . UU . Que se ejecutó desde 1955 hasta 1972 acumuló más de 17 horas de tiempo de ejecución. El NERVA NRX / XE, considerado por la SNPO como el último reactor de "desarrollo tecnológico" necesario antes de proceder a los prototipos de vuelo, acumuló más de 2 horas de tiempo de ejecución, incluidos 28 minutos a plena potencia. [4] El cohete térmica nuclear ruso RD-0410 también fue reivindicado por los soviéticos haber ido a través de una serie de pruebas en el sitio de prueba nuclear 50 ° 10'12 "N 78 ° 22'30" E / 50.170 ° N 78.375 ° E / 50.170; 78.375 cerca de Semipalatinsk. [5] [6]
Estados Unidos probó veinte tamaños y diseños diferentes durante el Proyecto Rover y el programa NERVA de la NASA desde 1959 hasta 1972 en el Sitio de Pruebas de Nevada, designado Kiwi, Phoebus, NRX / EST, NRX / XE, Pewee, Pewee 2 y el Horno Nuclear, con progresivamente densidades de potencia más altas que culminan en Pewee (1970) y Pewee 2 . [4] Las pruebas del diseño mejorado de Pewee 2 se cancelaron en 1970 a favor del horno nuclear de menor costo (NF-1), y el programa de cohetes nucleares de EE. UU. Terminó oficialmente en la primavera de 1973. La investigación de cohetes nucleares ha continuado silenciosamente desde entonces en NASA. Los diseños de referencia actuales (2010) de 25,000 libras de empuje (NERVA-Derivative Rockets, o NDR) se basan en el Pewee y tienen impulsos específicos de 925 segundos.
Cohete térmico de radioisótopos
Una variante es el cohete térmico de radioisótopos , en el que la masa de reacción se calienta mediante una fuente de calor de radioisótopos en lugar de un reactor nuclear.
Cohete solar térmico
La propulsión solar térmica es una forma de propulsión de naves espaciales que utiliza la energía solar para calentar directamente la masa de reacción y, por lo tanto, no requiere un generador eléctrico como lo hacen la mayoría de las otras formas de propulsión solar. Un cohete termosolar solo tiene que llevar los medios de captación de energía solar, como concentradores y espejos . El propulsor calentado se alimenta a través de una boquilla de cohete convencional para producir empuje. El empuje del motor está directamente relacionado con la superficie del colector solar y con la intensidad local de la radiación solar. [ cita requerida ]
A corto plazo, se ha propuesto la propulsión solar térmica tanto para vehículos de lanzamiento criogénicos de etapa superior de mayor duración, menor costo y más flexibles como 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.
Cohete térmico láser
Un cohete térmico láser es tanto un tipo de propulsión de haz como un cohete térmico. La fuente de energía térmica es un láser , que calienta un fluido de trabajo en un intercambiador de calor. Luego, el fluido de trabajo se expande a través de una boquilla para producir empuje. Dependiendo de la potencia del láser, un cohete térmico láser puede tener una relación empuje / peso similar a los cohetes químicos, mientras logra un impulso específico similar a los cohetes térmicos nucleares. [7] Para los lanzamientos de tierra a órbita, la fuente láser para tal cohete sería una instalación permanente capaz de realizar lanzamientos de alta frecuencia, mientras que los cohetes podrían contener propulsor inerte.
Cohete térmico de microondas
Un cohete térmico de microondas es similar a un cohete térmico láser, excepto que está alimentado por una fuente de microondas, por ejemplo, una matriz en fase terrestre. En relación con los láseres, la principal ventaja de usar microondas es que las fuentes actualmente cuestan entre 1 y 3 órdenes de magnitud menos por vatio. La principal desventaja es que el director del rayo de microondas debe tener un diámetro mucho mayor que el director del rayo láser debido a los efectos de difracción del rayo.
El cohete térmico de microondas fue inventado por Kevin LG Parkin en 2002 y fue objeto de su doctorado. disertación. [8] Entre mayo de 2012 y marzo de 2014, el proyecto del sistema de lanzamiento térmico de ondas milimétricas (MTLS) de DARPA / NASA continuó este trabajo, que culminó con el primer lanzamiento de un cohete térmico de microondas en febrero de 2014. Se intentaron varios lanzamientos, pero hubo problemas con el director del haz. no se pudo resolver antes de que se agotaran los fondos en marzo de 2014.
Referencias
- ^ Chung, Winchell, "Choose Your Engine" , Atomic Rockets (consultado el 9 de enero de 2015).
- ^ tecaeromex- cohetes de vapor
- ^ Dewar, James y Bussard, Robert, "El cohete nuclear: hacer nuestro planeta verde, pacífico y próspero", Apogee Books, Burlington, Ontario, Canadá, 2009
- ^ a b Dewar, James. "Hasta el fin del sistema solar: la historia del cohete nuclear", Apogee, 2003
- ^ Wade, Mark. "RD-0410" . Enciclopedia Astronautica . Consultado el 25 de septiembre de 2009 .
- ^ " " Konstruktorskoe Buro Khimavtomatiky "- Complejo de investigación científica / RD0410. Motor de cohete nuclear. Vehículos de lanzamiento avanzados" . KBKhA - Oficina de diseño de productos químicos automáticos . Consultado el 25 de septiembre de 2009 .
- ^ http://www.niac.usra.edu/files/studies/final_report/897Kare.pdf
- ^ Parkin, Kevin, El propulsor térmico de microondas y su aplicación al problema de lanzamiento (tesis doctoral)
- Motores de cohetes
