Un cohete tripropelente es un cohete que utiliza tres propulsores , a diferencia de los diseños más comunes de cohetes bipropulsores o cohetes monopropulsores , que utilizan dos o un propulsor, respectivamente. Los sistemas tripropelentes pueden diseñarse para tener un alto impulso específico y se han investigado para diseños de una sola etapa a órbita . Si bien Rocketdyne y NPO Energomash han probado motores tripropelentes , no se ha volado ningún cohete tripropelente.
Existen dos tipos diferentes de cohetes tripropulsores. Uno es un motor de cohete que mezcla tres corrientes separadas de propulsores y quema los tres propulsores simultáneamente. El otro tipo de cohete tripropulsor es el que utiliza un oxidante pero dos combustibles y quema los dos combustibles en secuencia durante el vuelo.
Los sistemas tripropulsores simultáneos a menudo implican el uso de un aditivo metálico de alta densidad energética, como berilio o litio , con los sistemas bipropulsores existentes. En estos motores, la quema del combustible con el oxidante proporciona la energía de activación necesaria para una reacción más enérgica entre el oxidante y el metal. Si bien el modelado teórico de estos sistemas sugiere una ventaja sobre los motores bipropulsores, varios factores limitan su implementación práctica, incluida la dificultad de inyectar metal sólido en la cámara de empuje ; limitaciones de transporte de calor , masa y momento a través de fases ; y la dificultad de lograr y mantener la combustión del metal. [1]
En la década de 1960, Rocketdyne probó un motor que utilizaba una mezcla de litio líquido, hidrógeno gaseoso y flúor líquido para producir un impulso específico de 542 segundos, probablemente el valor más alto medido para un motor de cohete químico. [2] A pesar del alto impulso específico, las dificultades técnicas de la combinación y la naturaleza peligrosa de los propulsores garantizaron que el motor no se haya desarrollado más. [3]
En los cohetes tripropulsantes secuenciales, el combustible se cambia durante el vuelo, de modo que el motor puede combinar el alto empuje de un combustible denso como el queroseno al principio del vuelo con el alto impulso específico de un combustible más ligero como el hidrógeno líquido (LH2) más adelante en el vuelo. El resultado es un motor único que ofrece algunos de los beneficios del sistema de propulsión por etapas .
Por ejemplo, inyectar una pequeña cantidad de hidrógeno líquido en un motor que queme queroseno puede producir mejoras significativas en el impulso específico sin comprometer la densidad del propulsor. Esto se demostró con el RD-701, que logró un impulso específico de 415 segundos en vacío (más alto que el LH2/LOX RS-68 puro ), mientras que un motor de queroseno puro con una relación de expansión similar alcanzaría entre 330 y 340 segundos. [4]
Aunque el hidrógeno líquido proporciona el mayor impulso específico de los combustibles plausibles para cohetes, también requiere estructuras enormes para contenerlo debido a su baja densidad. Estas estructuras pueden pesar mucho, compensando hasta cierto punto el peso ligero del propio combustible, y también dan como resultado una mayor resistencia en la atmósfera. Si bien el queroseno tiene un impulso específico menor, su mayor densidad da como resultado estructuras más pequeñas, lo que reduce la masa de la etapa y, además, reduce las pérdidas por resistencia atmosférica . Además, los motores basados en queroseno generalmente proporcionan un mayor empuje , lo que es importante para el despegue, lo que reduce la resistencia gravitacional . Entonces, en términos generales, existe un "punto óptimo" en la altitud donde un tipo de combustible se vuelve más práctico que el otro.
Los diseños tradicionales de cohetes utilizan este punto óptimo a su favor mediante la distribución por etapas. Por ejemplo, los Saturno V utilizaban una etapa inferior impulsada por RP-1 (queroseno) y etapas superiores impulsadas por LH2. Algunos de los primeros diseños de transbordadores espaciales utilizaban diseños similares, con una etapa que utilizaba querosén en la atmósfera superior, donde una etapa superior impulsada por LH2 se encendería y seguiría adelante desde allí. El diseño posterior del transbordador es algo similar, aunque utilizaba cohetes sólidos para sus etapas inferiores.
Los cohetes SSTO podrían llevar simplemente dos juegos de motores, pero esto significaría que la nave espacial llevaría uno u otro juego "apagado" durante la mayor parte del vuelo. Con motores lo suficientemente ligeros esto podría ser razonable, pero un diseño SSTO requiere una fracción de masa muy alta y por lo tanto tiene márgenes muy estrechos para peso adicional.
En el despegue, el motor normalmente quema ambos combustibles, cambiando gradualmente la mezcla a medida que aumenta la altitud para mantener la columna de escape "afinada" (una estrategia similar en concepto a la tobera de bujía pero utilizando una campana normal ), y finalmente cambia por completo a LH2 una vez que se quema el queroseno. En ese punto, el motor es en gran parte un motor LH2/LOX puro , con una bomba de combustible adicional adjunta.
El concepto fue explorado por primera vez en los EE. UU. por Robert Salkeld, quien publicó el primer estudio sobre el concepto en Mixed-Mode Propulsion for the Space Shuttle , Astronautics & Aeronautics , que se publicó en agosto de 1971. Estudió una serie de diseños que usaban tales motores, tanto terrestres como varios que se lanzaban desde aviones a reacción de gran tamaño . Concluyó que los motores tripropelentes producirían ganancias de más del 100% (esencialmente más del doble) en fracción de carga útil , reducciones de más del 65% en volumen de propulsor y más del 20% en peso seco. Una segunda serie de diseños estudió el reemplazo de los SRB del transbordador por propulsores basados en tripropelentes , en cuyo caso el motor redujo casi a la mitad el peso total de los diseños. Su último estudio completo fue sobre el Orbital Rocket Airplane que usaba tanto tripropelente como (en algunas versiones) una tobera de bujía, lo que resultó en una nave espacial solo un poco más grande que un Lockheed SR-71 , capaz de operar desde pistas tradicionales. [5]
En Rusia se construyeron motores tripropulsores . Kosberg y Glushko desarrollaron una serie de motores experimentales en 1988 para un avión espacial SSTO llamado MAKS , pero tanto los motores como el MAKS se cancelaron en 1991 debido a la falta de financiación. Sin embargo, se construyó y probó el RD-701 de Glushko y, aunque hubo algunos problemas, Energomash cree que los problemas son totalmente solucionables y que el diseño representa una forma de reducir los costos de lanzamiento en aproximadamente 10 veces. [4]