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 , a diferencia de ser calentado internamente por una reacción redox ( combustión ) como en un cohete químico .
En teoría, los cohetes térmicos pueden ofrecer un alto rendimiento, dependiendo del combustible utilizado y de las especificaciones de diseño, y se han realizado muchas investigaciones sobre distintos tipos. Sin embargo, aparte del simple propulsor de gas frío y el cohete de vapor, ninguno ha superado la etapa de prueba.
En el caso de un motor de cohete, la eficiencia del uso del propulsor (la cantidad de impulso producido por masa de propulsor) se mide por el impulso específico ( ), que es proporcional a la velocidad efectiva de escape . En el caso de 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 , la temperatura (absoluta) y m 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, las pérdidas por flujo congelado y otras pérdidas internas, pero la proporcionalidad de raíz cuadrada general permanecerá. Una ecuación más detallada para el rendimiento máximo de un cohete térmico se puede encontrar en la tobera de Laval o en Chung. [1]
De este modo, la eficiencia de un motor térmico se maximiza utilizando la temperatura más alta posible (normalmente limitada por las propiedades de los materiales) y eligiendo una masa molecular baja para la masa de reacción.
El caso más simple de un cohete térmico es aquel 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.
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 una temperatura alta, de modo que su presión de vapor saturado es significativamente mayor que la presión ambiental. Se permite que el agua escape en forma de vapor a través de una boquilla de cohete para producir empuje . Este tipo de cohete térmico se ha utilizado en aplicaciones de carreras de aceleración. [2]
En un cohete nuclear térmico, un fluido de trabajo, normalmente hidrógeno líquido , se calienta a una temperatura alta en un reactor nuclear y luego se expande a través de una tobera de cohete para crear empuje . La energía del reactor nuclear reemplaza la energía química de los productos químicos reactivos en un motor de cohete químico . Debido a la mayor densidad de energía del combustible nuclear en comparación con los combustibles químicos, aproximadamente 10 7 veces, el impulso específico resultante del motor es al menos el doble de 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, aproximadamente duplica o triplica la carga útil transportada a la órbita.
Durante algún tiempo se consideró la posibilidad de utilizar un motor nuclear como sustituto del J-2 utilizado en las etapas S-II y S-IVB de los cohetes Saturno V y Saturno I. En un principio, se consideraron los reemplazos "drop-in" para obtener un mayor rendimiento, pero más tarde se estudió un reemplazo más grande para la etapa S-IVB para misiones a Marte y otros perfiles de alta carga, conocidos como SN. Se planificaron "transbordadores" espaciales translunares o interplanetarios térmicos nucleares como parte del Sistema de Transporte Espacial para llevar cargas útiles desde un depósito de propulsor en la órbita baja de la Tierra hasta la Luna y otros planetas. Robert Bussard propuso el vehículo "Aspen" de una sola etapa a órbita que utiliza un cohete térmico nuclear para la propulsión y propulsor de hidrógeno líquido para proteger parcialmente 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 llevó a cabo Estados Unidos durante la década de 1960 en el Sitio de Pruebas de Nevada . A pesar de muchos lanzamientos exitosos, los cohetes nucleares estadounidenses no volaron antes de que terminara la carrera espacial .
Hasta la fecha, ningún cohete nuclear térmico ha volado, aunque los NERVA NRX/EST y NRX/XE fueron construidos y probados con componentes de diseño de vuelo. El exitoso Proyecto Rover estadounidense que funcionó desde 1955 hasta 1972 acumuló más de 17 horas de tiempo de funcionamiento. El NERVA NRX/XE, juzgado por 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 funcionamiento, incluidos 28 minutos a plena potencia. [4] Los soviéticos también afirmaron que el cohete nuclear térmico ruso RD-0410 había pasado por una serie de pruebas en el sitio de pruebas nucleares 50°10′12″N 78°22′30″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, designados Kiwi, Phoebus, NRX/EST, NRX/XE, Pewee, Pewee 2 y Nuclear Furnace, con densidades de potencia progresivamente mayores que culminaron en Pewee (1970) y Pewee 2. [4] Las pruebas del diseño mejorado de Pewee 2 se cancelaron en 1970 a favor del Nuclear Furnace (NF-1) de menor costo, y el programa de cohetes nucleares de EE. UU. terminó oficialmente en la primavera de 1973. La investigación sobre cohetes nucleares ha continuado silenciosamente desde entonces dentro de la 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.
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.
La propulsión solar térmica es una forma de propulsión de naves espaciales que utiliza energía solar para calentar directamente la masa de reacción y, por lo tanto, no requiere un generador eléctrico como la mayoría de las otras formas de propulsión solar. Un cohete solar térmico solo tiene que llevar los medios para capturar la energía solar, como concentradores y espejos . El propulsor calentado se alimenta a través de una tobera de cohete convencional para producir empuje. El empuje del motor está directamente relacionado con el área de 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 coste y más flexibles como para depósitos de combustible en órbita . La propulsión solar térmica también es una buena candidata para su uso en remolcadores interorbitales reutilizables, ya que es un sistema de bajo empuje y alta eficiencia que se puede reabastecer con relativa facilidad.
Un cohete térmico láser es a la vez un tipo de propulsión propulsada por haz y 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, al tiempo que logra un impulso específico similar a los cohetes térmicos nucleares. [7] Para los lanzamientos de tierra a órbita, la fuente láser para un cohete de este tipo sería una instalación permanente capaz de realizar lanzamientos de alta frecuencia, mientras que los cohetes podrían contener propulsor inerte.
Un cohete térmico de microondas es similar a un cohete térmico láser, excepto que se alimenta mediante una fuente de microondas, por ejemplo, un sistema de antenas en fase terrestre. En relación con los láseres, la principal ventaja de utilizar microondas es que las fuentes cuestan actualmente entre 1 y 3 órdenes de magnitud menos por vatio. La principal desventaja es que el director del haz de microondas debe tener un diámetro mucho mayor que un director del haz láser debido a los efectos de difracción del haz.
El cohete térmico de microondas fue inventado por Kevin LG Parkin en 2002 y fue el tema de su tesis doctoral. [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, culminando con el primer lanzamiento de un cohete térmico de microondas en febrero de 2014. Se intentaron varios lanzamientos, pero los problemas con el director del haz no se pudieron resolver antes de que se agotara la financiación en marzo de 2014.
