Un vehículo de etapa única a órbita ( SSTO ) alcanza la órbita desde la superficie de un cuerpo utilizando únicamente propulsores y fluidos y sin gastar tanques, motores u otro hardware importante. El término suele, aunque no exclusivamente, referirse a vehículos reutilizables . [1] Hasta la fecha, nunca se ha hecho volar ningún vehículo de lanzamiento SSTO lanzado a la Tierra; Los lanzamientos orbitales desde la Tierra se han realizado mediante cohetes multietapa total o parcialmente prescindibles .
La principal ventaja proyectada del concepto SSTO es la eliminación del reemplazo de hardware inherente a los sistemas de lanzamiento prescindibles. Sin embargo, los costos no recurrentes asociados con el diseño, desarrollo, investigación e ingeniería (DDR&E) de los sistemas SSTO reutilizables son mucho más altos que los de los sistemas prescindibles debido a los importantes desafíos técnicos de SSTO, suponiendo que esos problemas técnicos de hecho puedan resolverse. [2] Los vehículos SSTO también pueden requerir un grado significativamente mayor de mantenimiento regular. [3]
Se considera marginalmente posible lanzar desde la Tierra una nave espacial de una sola etapa a órbita alimentada químicamente . Los principales factores que complican el SSTO desde 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 , que limita la velocidad en las primeras etapas del vuelo debido a la resistencia al arrastre e influye en el rendimiento del motor. [4]
Los avances en cohetería en el siglo XXI han resultado en una caída sustancial en el costo de lanzar un kilogramo de carga útil a la órbita terrestre baja o a la Estación Espacial Internacional , [5] reduciendo la principal ventaja proyectada del concepto SSTO.
Los conceptos notables de etapa única a órbita incluyen Skylon , que usó el motor SABRE de ciclo híbrido que puede usar oxígeno de la atmósfera cuando está a baja altitud, y luego usa oxígeno líquido a bordo después de cambiar al motor de cohete de ciclo cerrado a gran altitud, el McDonnell Douglas DC-X , el Lockheed Martin X-33 y el VentureStar que pretendía sustituir al Space Shuttle, y el Roton SSTO , que es un helicóptero que puede ponerse en órbita. Sin embargo, a pesar de mostrar cierta promesa, ninguno de ellos se ha acercado todavía a alcanzar la órbita debido a problemas para encontrar un sistema de propulsión suficientemente eficiente y a la interrupción del desarrollo. [1]
La puesta en órbita de una sola etapa es mucho más fácil de lograr en cuerpos extraterrestres que tienen campos gravitacionales más débiles y una presión atmosférica más baja que la Tierra, como la Luna y Marte, y se ha logrado desde la Luna mediante el Módulo Lunar del programa Apolo . por varias naves espaciales robóticas del programa Luna soviético , y por la china Chang'e 5 .
Antes de la segunda mitad del siglo XX, se realizaban muy pocas investigaciones sobre viajes espaciales. Durante la década de 1960, comenzaron a surgir algunos de los primeros diseños conceptuales para este tipo de embarcaciones. [6]
Uno de los primeros conceptos SSTO fue el camión espacial orbital de una etapa (OOST) prescindible propuesto por Philip Bono , [7] un ingeniero de Douglas Aircraft Company . [8] También se propuso una versión reutilizable llamada ROOST.
Otro concepto temprano de SSTO fue un vehículo de lanzamiento reutilizable llamado NEXUS , 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 terrestre, destinada a misiones a lugares más lejanos del Sistema Solar como Marte . [9] [10]
El VTOVL aumentado por aire de América del Norte de 1963 era una nave similar de gran tamaño que habría utilizado estatorreactores para disminuir la masa de despegue del vehículo al eliminar la necesidad de grandes cantidades de oxígeno líquido mientras viajaba a través de la atmósfera. [11]
Desde 1965, Robert Salkeld investigó varios conceptos de aviones espaciales alados de una sola etapa para orbitar . Propuso un vehículo que quemaría combustible de hidrocarburos mientras estuviera en la atmósfera y luego cambiaría a combustible de hidrógeno para aumentar la eficiencia una vez en el espacio. [12] [13] [14]
Otros ejemplos de los primeros conceptos de Bono (antes de la década de 1990) que nunca se construyeron incluyen:
Star-raker : En 1979, Rockwell International dio a conocer un concepto para un motor de cohete criogénico/estatorreactor con respiradero de aire multiciclo de carga útil de 100 toneladas , avión espacial de una sola etapa a órbita de despegue/aterrizaje horizontal llamado Star-Raker , diseñado para lanzar aviones pesados. Satélites espaciales de energía solar en una órbita terrestre de 300 millas náuticas. [22] [23] [24] Star-raker habría tenido 3 motores de cohetes LOX/LH2 (basados en el SSME ) + 10 turborreactores. [22]
Alrededor de 1985, el proyecto NASP tenía como objetivo poner en órbita un vehículo scramjet, pero se detuvo la financiación y se canceló el proyecto. [25] Aproximadamente al mismo tiempo, el HOTOL intentó utilizar tecnología de motor a reacción preenfriado , pero no logró mostrar ventajas significativas sobre la tecnología de cohetes. [26]
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 diseñaron varios otros prototipos, incluido el DC-X2 (un prototipo a media escala) y el DC-Y, un vehículo a escala real que sería capaz de insertarse en órbita en una sola etapa. Ninguno de ellos se construyó, pero la NASA se hizo cargo del proyecto en 1995 y construyeron el DC-XA, un prototipo mejorado a escala de un tercio. Este vehículo se perdió al aterrizar con sólo tres de sus cuatro plataformas de aterrizaje desplegadas, lo que provocó que volcara de costado y explotara. El proyecto no ha continuado desde entonces. [ cita necesaria ]
De 1999 a 2001, Rotary Rocket intentó construir un vehículo SSTO llamado Roton. Recibió una gran atención de los medios y se completó un prototipo funcional a subescala, pero el diseño resultó en gran medida poco práctico. [27]
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 a órbita. y regresar aterrizando como un avión de pasajeros, completamente intacto.
Para el SSTO propulsado 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 está previsto en el proyecto Quicklaunch . [28]
Para SSTO que respira aire, el principal desafío es la complejidad del sistema y los costos asociados de investigación y desarrollo , ciencia de materiales y técnicas de construcción necesarias para sobrevivir a vuelos sostenidos 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 suelen volar a velocidades supersónicas o hipersónicas y suelen incluir un motor de cohete para el encendido final en órbita. [1]
Ya sea propulsado por cohetes o respirando aire, un vehículo reutilizable debe ser lo suficientemente resistente como para sobrevivir múltiples viajes de ida y vuelta al espacio sin agregar peso ni mantenimiento excesivos. Además, un vehículo reutilizable debe poder volver a entrar sin sufrir daños y aterrizar de forma segura. [ cita necesaria ]
Si bien alguna vez se pensó que los cohetes de una sola etapa estaban fuera de 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 proporción de combustible a hardware del vehículo de 25 a 1. [29] Tiene un motor suficientemente eficiente para alcanzar la órbita, pero sin llevar mucha carga útil. [30]
El combustible de hidrógeno podría parecer el combustible obvio para los vehículos SSTO. Cuando se quema con oxígeno , el hidrógeno proporciona el impulso específico más alto de cualquier combustible de uso común: alrededor de 450 segundos, en comparación con los hasta 350 segundos del queroseno . [ cita necesaria ]
El hidrógeno tiene las siguientes ventajas: [ cita necesaria ]
Sin embargo, el hidrógeno también tiene estas desventajas: [ cita necesaria ]
Estos problemas se pueden solucionar, pero con un coste adicional. [ cita necesaria ]
Mientras que los tanques de queroseno pueden pesar 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 necesario para minimizar la ebullición (un problema que no ocurre con el queroseno y muchos otros combustibles). La baja densidad del hidrógeno afecta aún más al diseño del resto del vehículo: las bombas y tuberías deben ser mucho más grandes para bombear el combustible al motor. El resultado es que la relación empuje/peso de los motores alimentados con hidrógeno es entre un 30% y un 50% menor que la de motores comparables que utilizan combustibles más densos. [ cita necesaria ]
Esta ineficiencia también afecta indirectamente a las pérdidas por gravedad ; el vehículo tiene que mantenerse impulsado por la potencia 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 pronunciadamente, por lo que actúa menos empuje en sentido horizontal. Un menor empuje horizontal hace que se tarde más en alcanzar la órbita y las pérdidas de gravedad aumentan en al menos 300 metros por segundo (1100 km/h; 670 mph). Si bien no parece grande, la relación de masa con respecto a la curva delta-v es muy pronunciada para alcanzar la órbita en una sola etapa, y esto supone una diferencia del 10% en la relación de masa además del ahorro de tanque y bomba. [ cita necesaria ]
El efecto general es que hay sorprendentemente poca diferencia en el desempeño general entre los SSTO que usan hidrógeno y aquellos que usan combustibles más densos, excepto que los vehículos de hidrógeno pueden ser bastante más caros de desarrollar y comprar. Estudios cuidadosos han demostrado que algunos combustibles densos (por ejemplo, el propano líquido ) superan el rendimiento del combustible de hidrógeno cuando se utiliza en un vehículo de lanzamiento SSTO en un 10% para el mismo peso seco. [31]
En la década de 1960 , Philip Bono investigó cohetes tripropelentes VTVL de una sola etapa y demostró que podían mejorar el tamaño de la carga útil en aproximadamente un 30%. [32]
La experiencia operativa con el cohete experimental DC-X ha hecho que varios defensores de la 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 funcionaría con propano. [ cita necesaria ]
Algunos conceptos SSTO utilizan el mismo motor para todas las altitudes, lo que supone un problema para los motores tradicionales con boquilla en forma de campana . Dependiendo de la presión atmosférica se necesitan diferentes formas de campana. Los motores diseñados para funcionar en vacío tienen campanas grandes, lo que permite que los gases de escape se expandan hasta presiones cercanas al vacío, aumentando así la eficiencia. [33] Debido a un efecto conocido como separación de flujo , utilizar una campana de vacío en la atmósfera tendría consecuencias desastrosas para el motor. Por lo tanto, los motores diseñados para funcionar en la atmósfera tienen que acortar la boquilla, expandiendo únicamente los gases a la presión atmosférica. Las pérdidas de eficiencia debidas a la campana más pequeña generalmente se mitigan mediante etapas, ya que los motores de etapa superior, como el Rocketdyne J-2, no tienen que disparar hasta que la presión atmosférica sea insignificante y, por lo tanto, pueden usar la campana más grande.
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 . [34]
Otras soluciones implican el uso de múltiples motores y otros diseños que se adaptan a la altitud , como campanas de doble mu o secciones de campana extensibles . [ cita necesaria ]
Aún así, a altitudes muy elevadas, las campanas extremadamente grandes del motor tienden a expandir los gases de escape hasta presiones cercanas al vacío. Como resultado, estas campanas de motor son contraproducentes [ dudoso ] debido a su exceso de peso. Algunos conceptos SSTO utilizan motores de muy alta presión que permiten utilizar relaciones altas desde el nivel del suelo. Esto proporciona un buen rendimiento, eliminando la necesidad de soluciones más complejas. [ cita necesaria ]
Algunos diseños de SSTO intentan utilizar motores a reacción que respiran aire y recogen oxidante y masa de reacción de la atmósfera para reducir el peso de despegue del vehículo. [35]
Algunos de los problemas con este enfoque son: [ cita necesaria ]
Así, por ejemplo, con diseños de scramjet (por ejemplo, X-43 ), los presupuestos de masa no parecen cerrarse para el lanzamiento orbital. [ cita necesaria ]
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 de propulsor. [37]
Por otro lado, los diseños de respiración de aire preenfriado tipo LACE , como el avión espacial Skylon (y ATREX ), que realizan la transición al propulsor de cohetes a velocidades bastante más bajas (Mach 5,5), parecen ofrecer, al menos sobre el papel, una fracción de masa orbital mejorada respecto a la pura. cohetes (incluso cohetes de múltiples etapas) lo suficiente como para ofrecer la posibilidad de una reutilización total con una mejor fracción de carga útil. [38]
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 llevar más carga útil a la órbita con una determinada cantidad de dinero que un cohete más complicado y más eficiente. [ cita necesaria ]
Muchos vehículos son sólo estrechamente 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 necesaria ]
Las ayudas de lanzamiento propuestas incluyen: [ cita necesaria ]
Y recursos en órbita como: [ cita necesaria ]
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 órbita. Sin embargo, algunos diseños, como el proyecto Orion y algunos diseños térmicos nucleares , tienen una relación empuje-peso superior a 1, lo que les permite despegar. Claramente, uno de los principales problemas de la propulsión nuclear sería la seguridad, tanto durante el lanzamiento para los pasajeros, como también en caso de fallo durante el lanzamiento. En febrero de 2024, ningún programa actual intenta la propulsión nuclear desde la superficie de la Tierra. [ cita necesaria ]
Debido a que pueden ser más energéticos que la energía potencial que permite el combustible químico, algunos conceptos de cohetes propulsados por láser o microondas tienen el potencial de poner en órbita vehículos de una sola etapa. En la práctica, esta área no es posible con la tecnología actual. [ cita necesaria ]
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 carga útil-peso que uno de una sola etapa diseñado para la misma misión; en la mayoría de los casos, una muy mucho mejor [relación carga-peso]. Sólo 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 sola etapa se acerca a la de uno de dos etapas. Un pequeño error de cálculo y el cohete de una sola etapa termina sin carga útil. Para conseguirlo, es necesario llevar la tecnología al límite. Exprimir la última gota de impulso específico y recortar hasta el último kilo cuesta dinero y/o reduce la confiabilidad. [40]
La ecuación del cohete Tsiolkovsky expresa el cambio máximo en la velocidad que cualquier etapa del cohete puede lograr:
dónde:
La relación de masa de un vehículo se define como la relación entre la masa inicial del vehículo cuando está completamente cargado con propulsores y la masa final del vehículo después del encendido:
dónde:
La fracción de masa del propulsor ( ) de un vehículo se puede expresar únicamente en función de la relación de masa:
El coeficiente estructural ( ) es un parámetro crítico en el diseño de vehículos SSTO. [41] 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 carga útil , la fracción de masa del propulsor y la fracción de masa estructural suman uno:
Al equiparar las expresiones para la fracción de masa estructural y resolver la masa inicial del vehículo se obtiene:
Esta expresión muestra cómo el tamaño de un vehículo SSTO depende de su eficiencia estructural. Dado un perfil de misión y un tipo de propulsor , el tamaño de un vehículo aumenta con un coeficiente estructural creciente. [42] Esta sensibilidad del factor de crecimiento se muestra paramétricamente tanto para vehículos SSTO como de dos etapas a órbita (TSTO) para una misión LEO estándar. [43] Las curvas tienen asíntota vertical en el límite máximo del coeficiente estructural donde los criterios de la misión ya no se pueden cumplir:
En comparación con un vehículo TSTO no optimizado que utiliza una puesta en escena restringida , un cohete SSTO que lanza una masa de carga útil idéntica y utiliza los mismos propulsores siempre requerirá un coeficiente estructural sustancialmente menor para lograr el mismo delta-v. Dado que la tecnología de materiales actual impone un límite inferior de aproximadamente 0,1 a los coeficientes estructurales más pequeños alcanzables, [44] los vehículos SSTO reutilizables suelen ser una opción poco práctica incluso cuando se utilizan los propulsores de mayor rendimiento disponibles.
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 desde la superficie lunar a la órbita lunar en una sola etapa. [45]
La División Espacial de Chrysler Corporation preparó un estudio detallado sobre 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 lb) de carga útil, que utilizaba motores a reacción para el aterrizaje (vertical). [46] Si bien los problemas técnicos parecían tener solución, la USAF requirió un diseño alado que condujo al Shuttle tal como lo conocemos hoy.
El demostrador de tecnología DC-X no tripulado , desarrollado originalmente por McDonnell Douglas para la oficina del programa de 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 desde 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 fue cancelado cuando aterrizó con tres de cuatro patas desplegadas, se volcó y explotó en el cuarto vuelo después de transferir la gestión de la Organización de Iniciativa de Defensa Estratégica a la NASA. [ cita necesaria ]
El vehículo de lanzamiento Aquarius fue diseñado para poner en órbita materiales a granel del modo más económico posible. [ cita necesaria ]
Los proyectos SSTO actuales y anteriores incluyen el proyecto japonés Kankoh-maru , ARCA Haas 2C , Radian One y el avión espacial indio Avatar . [ cita necesaria ]
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 . [47] Este diseño fue iniciado por Reaction Engines Limited (REL) , [48] [49] una empresa fundada por Alan Bond después de la cancelación de HOTOL . [50] El avión espacial Skylon ha sido recibido positivamente por el gobierno británico y la Sociedad Interplanetaria Británica . [51] 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 del motor en sus modos de respiración de aire y cohete. [52] 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 prototipo de motor a gran escala. [52] [53]
Elon Musk, director general de SpaceX, ha afirmado que la etapa superior del prototipo de cohete "Starship" , actualmente en desarrollo en Starbase (Texas) , tiene capacidad de alcanzar órbita como SSTO. Sin embargo, admite que si se hiciera esto, no quedaría masa apreciable para que aterrice un escudo térmico , patas de aterrizaje o combustible, y mucho menos carga útil utilizable. [54]
Muchos estudios han demostrado que, independientemente de la tecnología seleccionada, la técnica de reducción de costos más eficaz son las economías de escala . [ cita necesaria ] El simple hecho de lanzar un gran número total reduce los costos de fabricación por vehículo, de manera similar a cómo la producción en masa de automóviles generó grandes aumentos en la asequibilidad. [ cita necesaria ]
Utilizando este concepto, algunos analistas aeroespaciales creen que la forma de reducir los costos de lanzamiento es exactamente lo opuesto a SSTO. Mientras que los SSTO reutilizables reducirían los costos por lanzamiento al fabricar un vehículo reutilizable de alta tecnología que se lanza frecuentemente 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 tanto, lanzando un gran volumen de carga útil, se pueden reducir los costos. Este enfoque se intentó a finales de los años 1970 y principios de los 1980 en Alemania Occidental con el cohete OTRAG con base en la República Democrática del Congo . [55]
Esto es algo similar al enfoque que han adoptado algunos sistemas anteriores, utilizando sistemas de motores simples con combustibles de "baja tecnología", como todavía lo hacen los programas espaciales ruso y chino . [ cita necesaria ]
Una alternativa a la escala es hacer que las etapas desechadas sean prácticamente reutilizables : este era el objetivo de diseño original de los estudios de fase B del transbordador espacial , y actualmente lo persigue el programa de desarrollo de sistemas de lanzamiento reutilizables de SpaceX con sus Falcon 9 , Falcon Heavy y Starship . y Blue Origin usando New Glenn .
