Un depósito de propulsor orbital es un depósito de propulsor que se coloca en órbita alrededor de la Tierra u otro cuerpo para permitir que las naves espaciales o la etapa de transferencia de la nave espacial reciban combustible en el espacio. Es uno de los tipos de depósitos de recursos espaciales que se han propuesto para permitir la exploración espacial basada en infraestructura . [1] Existen muchos conceptos de depósito diferentes según el tipo de combustible que se suministrará, la ubicación o el tipo de depósito, que también puede incluir un camión cisterna de propulsor que entrega una sola carga a una nave espacial en una ubicación orbital específica y luego parte. Los depósitos de combustible en el espacio no están necesariamente ubicados cerca o en una estación espacial .
Entre los usuarios potenciales de las instalaciones de almacenamiento y reabastecimiento de combustible en órbita se incluyen agencias espaciales , ministerios de defensa y empresas de satélites de comunicaciones u otras empresas comerciales .
Los depósitos de servicio de satélites extenderían la vida útil de los satélites que casi han consumido todo su combustible de maniobra orbital y probablemente estén ubicados en una órbita geosincrónica. La nave espacial llevaría a cabo un encuentro espacial con el depósito, o viceversa , y luego transferiría el propulsor para usarlo en maniobras orbitales posteriores . En 2011, Intelsat mostró interés en una misión de demostración inicial para repostar varios satélites en órbita geosincrónica , pero desde entonces todos los planes han sido descartados. [2]
La función principal de un depósito en órbita terrestre baja (LEO) sería proporcionar propulsor a una etapa de transferencia dirigida a la Luna, Marte o posiblemente a una órbita geosincrónica. Dado que se puede descargar todo o una fracción del propulsor de la etapa de transferencia, la nave espacial lanzada por separado con carga útil y/o tripulación podría tener una masa mayor o utilizar un vehículo de lanzamiento más pequeño. Con un depósito LEO o un tanque cisterna, se puede reducir el tamaño del vehículo de lanzamiento y aumentar la velocidad de vuelo o, con una arquitectura de misión más nueva en la que la nave espacial más allá de la órbita terrestre también sirve como segunda etapa, se pueden facilitar cargas útiles mucho más grandes. —lo que puede reducir los costos totales de lanzamiento, ya que los costos fijos se distribuyen entre más vuelos y los costos fijos suelen ser más bajos con vehículos de lanzamiento más pequeños. También se podría colocar un depósito en el punto 1 de Lagrange Tierra-Luna (EML-1) o detrás de la Luna en EML-2 para reducir los costos de viajar a la Luna o Marte. También se ha sugerido colocar un depósito en la órbita de Marte. [3]
En el caso de los cohetes y vehículos espaciales, los propulsores suelen ocupar 2/3 o más de su masa total.
Los grandes motores de cohetes de etapa superior generalmente utilizan un combustible criogénico como hidrógeno líquido y oxígeno líquido (LOX) como oxidante debido al gran impulso específico posible, pero deben considerar cuidadosamente un problema llamado "ebullición" o evaporación del propulsor criogénico. . Es posible que la ebullición de solo unos días de retraso no permita suficiente combustible para la inyección en órbitas más altas, lo que podría provocar el aborto de la misión. Las misiones a la Luna o a Marte requerirán de semanas a meses para acumular decenas de miles a cientos de miles de kilogramos de propulsor, por lo que es posible que se requiera equipo adicional en la etapa de transferencia o en el depósito para mitigar la ebullición.
Los propulsores líquidos no criogénicos y almacenables en la Tierra, incluidos el RP-1 ( queroseno ), la hidracina y el tetróxido de nitrógeno (NTO), y los propulsores ligeramente criogénicos y almacenables en el espacio, como el metano líquido y el oxígeno líquido , se pueden mantener en forma líquida con menos ebullición. que los combustibles criogénicos, pero también tienen un impulso específico más bajo. [4] Además, los propulsores gaseosos o supercríticos, como los utilizados por los propulsores de iones, incluyen xenón , argón , [5] [6] y bismuto . [7]
El ex administrador de la NASA, Mike Griffin, comentó en la 52ª Reunión Anual de la AAS en Houston, en noviembre de 2005, que "a un precio gubernamental conservadoramente bajo de 10.000 dólares por kg en LEO, 250 toneladas métricas de combustible para dos misiones al año valen 2.500 millones de dólares, según el gobierno". tarifas." [8]
Si se supone que un vehículo de lanzamiento de 130 toneladas podría volar dos veces al año por 2.500 millones de dólares, el precio sería de unos 10.000 dólares por kg.
En la arquitectura centrada en el depósito, el depósito se llena con camiones cisterna y luego el propulsor se transfiere a una etapa superior antes de la inserción en órbita, similar a una gasolinera llena de camiones cisterna para automóviles. Al utilizar un depósito, se puede reducir el tamaño del vehículo de lanzamiento y aumentar la velocidad de vuelo. Dado que la acumulación de propulsor puede tardar muchas semanas o meses, se debe prestar especial atención a la mitigación de la ebullición.
En términos simples, un depósito criogénico pasivo es una etapa de transferencia con tanques de propulsor estirados, aislamiento adicional y un protector solar. En un concepto, la ebullición de hidrógeno también se redirige para reducir o eliminar la ebullición de oxígeno líquido y luego se utiliza para control de actitud, potencia o reinicio. Un depósito criogénico activo es un depósito pasivo con energía adicional y equipo de refrigeración/crioenfriadores para reducir o eliminar la ebullición del propulsor. [9] Otros conceptos de depósitos criogénicos activos incluyen equipos de control de actitud accionados eléctricamente para conservar combustible para la carga útil final.
En la arquitectura de carga pesada, el propulsor, que puede representar dos tercios o más de la masa total de la misión, se acumula en menos lanzamientos y posiblemente en un período de tiempo más corto que la arquitectura centrada en depósitos. Normalmente, la etapa de transferencia se llena directamente y no se incluye ningún depósito en la arquitectura. Para vehículos criogénicos y depósitos criogénicos, normalmente se incluye equipo adicional de mitigación de ebullición en la etapa de transferencia, lo que reduce la fracción de carga útil y requiere más propulsor para la misma carga útil, a menos que se agote el hardware de mitigación.
Heavy Lift se compara con el uso de lanzamiento comercial y depósitos de propulsor en este power point presentado por el Dr. Alan Wilhite en FISO Telecon. [10]
Tanto los estudios teóricos como los proyectos de desarrollo financiados que están actualmente en marcha tienen como objetivo proporcionar información sobre la viabilidad de los depósitos de propulsores. Los estudios han demostrado que una arquitectura centrada en depósitos con vehículos de lanzamiento más pequeños podría ser 57 mil millones de dólares menos costosa que una arquitectura de carga pesada en un período de 20 años. [11] El costo de los grandes vehículos de lanzamiento es tan alto que un depósito capaz de contener el propulsor levantado por dos o más vehículos de lanzamiento de tamaño mediano puede ser rentable y soportar una mayor masa de carga útil en trayectorias fuera de la órbita terrestre .
En un estudio de la NASA de 2010, se requirió un vuelo adicional de un vehículo de lanzamiento pesado Ares V para organizar una misión de referencia a Marte del gobierno de EE. UU. debido a 70 toneladas de ebullición, suponiendo un 0,1 % de ebullición/día para el propulsor Hydrolox . [12] El estudio identificó claramente la necesidad de disminuir la tasa de ebullición de diseño en un orden de magnitud o más.
Los enfoques para el diseño de depósitos de propulsores en órbita terrestre baja (LEO) también se discutieron en el informe Augustine de 2009 a la NASA , que "examinó los conceptos [entonces] actuales para el reabastecimiento de combustible en el espacio". [13] El informe determinó que existen esencialmente dos enfoques para repostar una nave espacial en LEO: [13]
Ambos enfoques se consideraron factibles con la tecnología de vuelos espaciales de 2009, pero se anticipó que se requeriría un mayor desarrollo de ingeniería y demostraciones en el espacio antes de que las misiones pudieran depender de la tecnología. Se consideró que ambos enfoques ofrecían el potencial de ahorros a largo plazo durante el ciclo de vida. [13]
En 2010, United Launch Alliance (ULA) propuso su camión cisterna de etapa evolucionada criogénica avanzada (ACES), un concepto que se remonta al trabajo de Boeing en 2006, [14] dimensionado para transportar hasta 73 toneladas (161 000 lb) de propulsor, a principios de diseño con el primer vuelo previsto para no antes de 2023, y su uso inicial como avión cisterna de propulsor podría comenzar a mediados de la década de 2020. [15] [16] ACES no recibió financiación, pero algunas de las ideas se utilizaron en la etapa Centaur del cohete Vulcan Centaur .
Más allá de los estudios teóricos, desde al menos 2017, SpaceX ha emprendido el desarrollo financiado de un conjunto de tecnologías interplanetarias . Si bien la arquitectura de la misión interplanetaria consiste en una combinación de varios elementos que SpaceX considera clave para hacer posibles los vuelos espaciales de larga duración más allá de la órbita terrestre (BEO), al reducir el costo por tonelada entregada a Marte en múltiples órdenes de magnitud con respecto a lo que la NASA Los enfoques han logrado, [17] [18] [19] la recarga de propulsores en órbita es uno de los cuatro elementos clave. En una nueva arquitectura de misión, el diseño de SpaceX pretende permitir que la nave espacial de largo viaje gaste casi toda su carga de propulsor durante el lanzamiento a la órbita terrestre baja mientras sirve como segunda etapa de la SpaceX Starship , y luego después de recargarla en órbita. por múltiples petroleros Starship, proporcionan la gran cantidad de energía necesaria para poner la nave espacial en una trayectoria interplanetaria. El petrolero Starship está diseñado para transportar aproximadamente 100 toneladas (220.000 libras) de propulsor a la órbita terrestre baja. [20] [ se necesita mejor fuente ] En abril de 2021, la NASA seleccionó la nave espacial lunar SpaceX con reabastecimiento de combustible en órbita para su sistema inicial de aterrizaje humano en la luna. [21]
Debido a que una gran parte de un cohete es propulsor en el momento del lanzamiento, sus defensores señalan varias ventajas de utilizar una arquitectura de depósito de propulsor. Las naves espaciales podrían lanzarse sin combustible y, por tanto, requerir menos masa estructural, [22] o el propio depósito podría servir como segunda etapa en el lanzamiento cuando sea reutilizable. [20] Se puede crear un mercado en órbita para el reabastecimiento de combustible donde tenga lugar la competencia para entregar propulsor al precio más barato, y también puede permitir una economía de escala al permitir que los cohetes existentes vuelen más a menudo para repostar el depósito. [22] Si se usa junto con una instalación minera en la luna , el agua o el propulsor podrían exportarse de regreso al depósito, reduciendo aún más el costo del propulsor. [23] [24] Un programa de exploración basado en una arquitectura de depósito podría ser más barato y más capaz, ya que no necesitaría un cohete específico o un vehículo pesado como el SLS [11] [22] [25] [26] [27] para Admite múltiples destinos como la Luna, los puntos de Lagrange, los asteroides y Marte. [28]
Los estudios de la NASA en 2011 mostraron alternativas más baratas y más rápidas que el sistema de lanzamiento de carga pesada y enumeraron las siguientes ventajas: [25]
Los depósitos de propulsor se propusieron como parte del Sistema de Transporte Espacial (junto con "remolcadores" nucleares para llevar cargas útiles desde LEO a otros destinos) a mediados de la década de 1960. [29]
En octubre de 2009, la Fuerza Aérea y United Launch Alliance (ULA) realizaron una demostración experimental en órbita en una etapa superior Centaur modificada en el lanzamiento DMSP-18 para mejorar la "comprensión de la sedimentación y chapoteo del propulsor , el control de presión, el enfriamiento del RL10 y el RL10". operaciones de parada en dos fases." "El peso ligero del DMSP-18 permitió 12.000 libras (5.400 kg) de propulsor LO 2 y LH 2 restantes , el 28% de la capacidad de Centaur", para las demostraciones en órbita . La extensión de la misión posterior a la nave espacial duró 2,4 horas antes de ejecutar la quema de desorbitación . [30]
El Programa de Servicios de Lanzamiento de la NASA está trabajando en experimentos continuos de dinámica de fluidos con socios llamados CRYOTE. A partir de 2010 [update], ULA también está planificando experimentos de laboratorio adicionales en el espacio para desarrollar aún más tecnologías de gestión de fluidos criogénicos utilizando la etapa superior Centaur después de la separación primaria de la carga útil. Denominado CRYOTE, o CRYogenic Orbital TEstbed, será un banco de pruebas para demostrar una serie de tecnologías necesarias para los depósitos de propulsores criogénicos, con varias demostraciones a pequeña escala planificadas para 2012-2014. [31] En agosto de 2011 [update], la ULA dice que esta misión podría lanzarse tan pronto como 2012 si se financia. [32] Las demostraciones a pequeña escala de ULA CRYOTE están destinadas a conducir a una demostración de tecnología emblemática de satélite crio-satélite a gran escala de ULA en 2015. [31]
El Grupo de Trabajo de Futuras Operaciones Espaciales (FISO), un consorcio de participantes de la NASA, la industria y el mundo académico, discutió conceptos y planes de depósitos de propulsores en varias ocasiones en 2010, [33] con presentaciones de ubicaciones óptimas de depósitos para la exploración espacial humana más allá de las bajas temperaturas. Órbita terrestre, [34] una propuesta de depósito de propulsor de primera generación más simple (un solo vehículo) [31] y seis importantes tecnologías relacionadas con el depósito de propulsor para el transporte cislunar reutilizable. [35]
La NASA también tiene planes de desarrollar técnicas para permitir y mejorar los vuelos espaciales que utilizan depósitos de propulsor en la "Misión CRYOGENICA de almacenamiento y transferencia de propulsor (CRYOSTAT)". Se espera que el vehículo CRYOSTAT se lance a LEO en 2015. [36]
La arquitectura CRYOSTAT comprende tecnologías en las siguientes categorías: [36]
La misión "Simple Depot" fue propuesta por la NASA en 2011 como una posible primera misión PTSD, con lanzamiento no antes de 2015, en un Atlas V 551 . Simple Depot utilizaría el tanque LH2 de etapa superior Centaur "usado" (casi vacío) para el almacenamiento a largo plazo de LO2, mientras que el LH2 se almacenará en el módulo Simple Depot LH2, que se lanza solo con helio gaseoso a temperatura ambiente. El tanque SD LH2 debía tener 3 metros (9,8 pies) de diámetro y 16 metros (52 pies) de largo, 110 metros cúbicos (3900 pies cúbicos) de volumen y almacenar 5 toneladas de LH2. "Con una relación de mezcla útil (MR) de 6:1, esta cantidad de LH2 se puede combinar con 25,7 mT de LO2, lo que permite utilizar 0,7 mT de LH2 para enfriar el vapor, para una masa de propulsor útil total de 30 mT. ... el depósito descrito tendrá una tasa de ebullición cercana al 0,1 por ciento por día y estará compuesto exclusivamente de hidrógeno." [37]
En septiembre de 2010, ULA lanzó un concepto de Arquitectura de Transporte Espacial Basado en Depósitos para proponer depósitos de propulsor que podrían usarse como estaciones de paso para que otras naves espaciales se detuvieran y repostaran combustible, ya sea en órbita terrestre baja (LEO) para misiones más allá de LEO, o en Punto lagrangiano L 2 para misiones interplanetarias, en la conferencia AIAA Space 2010. El concepto propone que el hidrógeno gaseoso residual, un subproducto inevitable del almacenamiento de hidrógeno líquido a largo plazo en el ambiente de calor radiativo del espacio , sería utilizable como monopropulsor en un sistema de propulsión solar térmica . El hidrógeno residual se utilizaría de manera productiva tanto para el mantenimiento de estaciones orbitales 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 llegarían para recibir combustible del depósito. [38] Como parte de la arquitectura de transporte espacial basado en depósitos, ULA ha propuesto el cohete de etapa superior de etapa evolucionada común avanzada (ACES) . El hardware ACES está diseñado desde el principio como un depósito de propulsor en el espacio que podría usarse como estaciones de paso para que otros cohetes se detengan y reposten en su camino hacia misiones interplanetarias o más allá de LEO , y para proporcionar la capacidad técnica de alta energía para la limpieza de desechos espaciales . [14]
En agosto de 2011, la NASA asumió un compromiso contractual importante para el desarrollo de tecnología de depósito de propulsores [1] al financiar a cuatro compañías aeroespaciales para "definir misiones de demostración que validarían el concepto de almacenamiento de propulsores criogénicos en el espacio para reducir la necesidad de grandes vehículos de lanzamiento para exploración del espacio profundo." [39] Estos contratos de estudio para almacenar/transferir propulsores criogénicos y depósitos criogénicos se firmaron con Analytical Mechanics Associates , Boeing , Lockheed Martin y Ball Aerospace . Cada empresa recibirá 600.000 dólares estadounidenses en virtud del contrato. [39] [ necesita actualización ]
En abril de 2021, la NASA seleccionó la nave espacial lunar SpaceX con reabastecimiento de combustible en órbita para su sistema inicial de aterrizaje humano en la luna. [21] En 2022, se estaba planeando un Starship con depósito de propulsor más grande para Lunar Starship HLS.
En 2024, en el tercer vuelo integrado de Starship, se demostró la transferencia de propulsor en órbita. [40]
La Agencia Espacial China (CNSA) realizó su primera prueba de reabastecimiento de combustible en órbita de satélite a satélite en junio de 2016. [41]
Hay una serie de problemas de diseño con los depósitos de propulsor, así como varias tareas que, hasta la fecha, no se han probado en el espacio para misiones de mantenimiento en órbita . Las cuestiones de diseño incluyen la sedimentación y transferencia del propulsor, el uso del propulsor para el control de actitud y el reinicio, la madurez del equipo de refrigeración/crioenfriadores y la potencia y masa requeridas para depósitos de ebullición reducidos o nulos con refrigeración.
La transferencia de propulsores líquidos en microgravedad se complica por la distribución incierta de líquidos y gases dentro de un tanque. Por lo tanto, la sedimentación del propulsor en un depósito en el espacio es más difícil que incluso en un campo de gravedad leve. ULA planea utilizar la misión DMSP -18 para probar en vuelo la sedimentación de propulsor centrífugo como técnica de gestión de combustible criogénico que podría usarse en futuros depósitos de propulsor. [42] La misión PTSD propuesta por Simple Depot utiliza varias técnicas para lograr una sedimentación adecuada para la transferencia de propulsor. [37]
En ausencia de gravedad, la transferencia de propulsor es algo más difícil, ya que los líquidos pueden alejarse flotando de la entrada.
Como parte de la misión Orbital Express en 2007, el propulsor de hidracina se transfirió con éxito entre dos naves espaciales de demostración de tecnología diseñadas con un solo propósito. La nave espacial de servicio de Boeing ASTRO transfirió propulsor a la nave espacial cliente de servicio NEXTSat de Ball Aerospace . Dado que no había tripulación presente en ninguna de las naves espaciales, se informó que esto era la primera transferencia de fluido autónoma de una nave a otra. [43]
Una vez que el propulsor se haya transferido a un cliente, será necesario rellenar los tanques del depósito. La organización de la construcción y el lanzamiento de los cohetes cisterna que transportan el nuevo combustible es responsabilidad del operador del depósito de propulsores. Dado que las agencias espaciales como la NASA esperan ser compradores en lugar de propietarios, los posibles operadores incluyen la empresa aeroespacial que construyó el depósito, los fabricantes de los cohetes, una empresa especializada en depósitos espaciales o una empresa petrolera o química que refina el propulsor. Mediante el uso de varios cohetes cisterna, los vehículos cisterna pueden ser más pequeños que el depósito y más grandes que la nave espacial que deben reabastecerse. Los remolcadores de propulsión química de corto alcance pertenecientes al depósito se pueden utilizar para simplificar el atraque de cohetes cisterna y vehículos grandes como los Mars Transfer Vehicles.
Las transferencias de propulsor entre el depósito LEO, accesible mediante cohetes desde la Tierra, y los depósitos del espacio profundo, como los depósitos de Lagrange Points y Phobos, se pueden realizar utilizando remolcadores de propulsión eléctrica solar (SEP). [44]
Actualmente se están desarrollando o se han propuesto dos misiones para apoyar la recarga del depósito de propulsor.
En 1962, ST Demetriades [46] propuso un método de recarga mediante la recogida de gases atmosféricos. Moviéndose en órbita terrestre baja , a una altitud de unos 120 km, el depósito propuesto por Demetriades extrae aire de los márgenes de la atmósfera, lo comprime, lo enfría y extrae oxígeno líquido. El nitrógeno restante se utiliza como propulsor de un motor magnetohidrodinámico de propulsión nuclear , que mantiene la órbita, compensando la resistencia atmosférica . [46] Este sistema se denominó "PROFAC" ( PROpulsive Fluid ACcumulator ). [47] Sin embargo, existen preocupaciones de seguridad al colocar un reactor nuclear en la órbita terrestre baja.
La propuesta de Demetriades fue refinada aún más por Christopher Jones y otros [48]. En esta propuesta, múltiples vehículos recolectores acumulan gases propulsores a alrededor de 120 km de altitud, transfiriéndolos luego a una órbita más alta. Sin embargo, la propuesta de Jones sí requiere una red de satélites orbitales que transmitan energía , para evitar la colocación de reactores nucleares en órbita.
Los asteroides también se pueden procesar para proporcionar oxígeno líquido. [49]
Los depósitos de propulsor en LEO son de poca utilidad para la transferencia entre dos órbitas terrestres bajas cuando el depósito está en un plano orbital diferente al de la órbita objetivo. El delta-v para realizar el cambio de plano necesario suele ser extremadamente alto. Por otro lado, los depósitos suelen proponerse para misiones de exploración, donde se puede elegir el cambio en el tiempo de la órbita del depósito para alinearse con el vector de salida. Esto permite una hora de salida bien alineada, minimizando el uso de combustible que requiere una salida programada con mucha precisión. Existen tiempos de salida menos eficientes desde el mismo depósito al mismo destino antes y después de la oportunidad bien alineada, pero se requiere más investigación para demostrar si la eficiencia disminuye rápida o lentamente. [ cita necesaria ] Por el contrario, el lanzamiento directo en un solo lanzamiento desde tierra sin reabastecimiento de combustible orbital o acoplamiento con otra nave que ya está en órbita ofrece oportunidades de lanzamiento diarias, aunque requiere lanzadores más grandes y costosos. [50]
Las restricciones a las ventanas de salida surgen porque las órbitas terrestres bajas son susceptibles a perturbaciones significativas; incluso durante períodos cortos están sujetos a regresión nodal y, lo que es menos importante, a precesión del perigeo. Los depósitos ecuatoriales son más estables pero también más difíciles de alcanzar. [50]
Se han descubierto nuevos enfoques para LEO en transferencias orbitales interplanetarias donde se utiliza una transferencia orbital de tres quemaduras, que incluye un cambio de plano en el apogeo en una órbita de fase altamente elíptica, en la que el delta-v incremental es pequeño, generalmente menos de cinco. por ciento del delta-v total: "permitir salidas a destinos en el espacio profundo [aprovechando] un depósito en LEO" y brindar oportunidades de salida frecuentes. [51] Más específicamente, se ha demostrado que la estrategia de salida de 3 encendidos permite que un único depósito LEO en una órbita de inclinación de la ISS (51 grados) envíe nueve naves espaciales a "nueve objetivos interplanetarios diferentes [donde el depósito no necesita] realizar ninguna escalonar maniobras para alinearse con cualquiera de las asíntotas de salida... [incluyendo permitir] extender los beneficios económicos del lanzamiento de satélites pequeños dedicados a misiones interplanetarias". [52]
La ebullición de los propulsores criogénicos en el espacio puede mitigarse tanto mediante soluciones tecnológicas como mediante planificación y diseño a nivel de sistema . Desde una perspectiva técnica: para que un depósito de propulsor con sistema de aislamiento pasivo almacene eficazmente fluidos criogénicos , la ebullición causada por el calentamiento solar y otras fuentes debe mitigarse, eliminarse [42] o utilizarse con fines económicos. [14] Para los propulsores no criogénicos, la ebullición no es un problema de diseño importante.
La tasa de ebullición está gobernada por la fuga de calor y por la cantidad de propulsor en los tanques. Con tanques parcialmente llenos, el porcentaje de pérdida es mayor. La fuga de calor depende del área de la superficie, mientras que la masa original de propulsor en los tanques depende del volumen. Entonces, según la ley del cubo-cuadrado , cuanto más pequeño sea el tanque, más rápido se evaporarán los líquidos. Algunos diseños de tanques de propulsor han logrado una tasa de ebullición del hidrógeno líquido tan baja como aproximadamente 0,13 % por día (3,8 % por mes), mientras que el fluido criogénico de oxígeno líquido a una temperatura mucho más alta se evaporaría mucho menos, aproximadamente 0,016 % por día (0,49 %). por mes). [53]
Es posible lograr una ebullición cero (ZBO) con el almacenamiento criogénico de propulsor utilizando un sistema de control térmico activo. Las pruebas realizadas en el Centro de Investigación de Aislamiento Multicapa Suplementario (SMIRF) del Centro de Investigación Lewis de la NASA durante el verano de 1998 demostraron que un sistema de control térmico híbrido podría eliminar la ebullición de los propulsores criogénicos. El hardware consistía en un tanque presurizado de 50 pies cúbicos (1400 litros) aislado con 34 capas de aislamiento , un condensador y un crioenfriador Gifford-McMahon (GM) que tiene una capacidad de enfriamiento de 15 a 17,5 vatios (W). El hidrógeno líquido fue el fluido de prueba. El tanque de prueba se instaló en una cámara de vacío, simulando el vacío espacial. [54]
En 2001, se implementó un esfuerzo cooperativo entre el Centro de Investigación Ames de la NASA , el Centro de Investigación Glenn y el Centro Marshall de Vuelos Espaciales (MSFC) para desarrollar conceptos de cero ebullición para el almacenamiento criogénico en el espacio. El elemento principal del programa fue una demostración a gran escala sin ebullición utilizando el banco de pruebas de hidrógeno multipropósito (MHTB) de MSFC: un tanque de 18,10 m3 L H 2 (aproximadamente 1300 kg de H 2 ). Se interconectó un crioenfriador comercial con un mezclador de barra rociadora MHTB existente y un sistema de aislamiento de una manera que permitió un equilibrio entre la energía térmica entrante y extraída. [55]
Otro estudio de la NASA realizado en junio de 2003 para una misión conceptual a Marte mostró ahorros masivos con respecto al almacenamiento criogénico tradicional exclusivamente pasivo cuando la duración de la misión es de cinco días en LEO para el oxígeno, 8,5 días para el metano y 64 días para el hidrógeno. Misiones más largas equivalen a mayores ahorros masivos. El xenón criogénico ahorra masa en comparación con el almacenamiento pasivo casi de inmediato. Cuando ya se dispone de energía para hacer funcionar el ZBO, la duración de la misión de equilibrio es aún más corta, por ejemplo, alrededor de un mes para el hidrógeno. Cuanto más grande sea el tanque, menos días en LEO cuando ZBO haya reducido su masa. [56]
Además de las soluciones técnicas al problema de la ebullición excesiva de los propulsores criogénicos para cohetes, se han propuesto soluciones a nivel de sistema. Desde una perspectiva de sistemas, reducciones en el tiempo de espera del almacenamiento criogénico de LH2 para lograr, de manera efectiva, una entrega justo a tiempo (JIT) a cada cliente, combinada con la tecnología de refinería equilibrada para dividir la materia prima almacenable a largo plazo: el agua. —En el nivel estequiométrico de LOX / LH2 necesario, es teóricamente capaz de lograr que una solución a nivel de sistema hierva. Se ha sugerido que estas propuestas complementan buenas técnicas tecnológicas para reducir la evaporación, pero no reemplazarían la necesidad de soluciones tecnológicas de almacenamiento eficientes. [57]
United Launch Alliance (ULA) ha propuesto un depósito criogénico que utilizaría un protector solar cónico para proteger los propulsores fríos de la radiación solar y terrestre. El extremo abierto del cono permite que el calor residual irradie al frío del espacio profundo, mientras que las capas cerradas del cono atenúan el calor radiativo del Sol y la Tierra. [58]
Otros problemas son la fragilización por hidrógeno , un proceso por el cual algunos metales (incluidos el hierro y el titanio ) se vuelven quebradizos y se fracturan después de la exposición al hidrógeno. Las fugas resultantes dificultan el almacenamiento de propulsores criogénicos en condiciones de gravedad cero. [59]
A principios de la década de 2010, se pusieron en marcha varios proyectos de reabastecimiento de combustible en el espacio. En 2010, dos iniciativas privadas y una misión de prueba patrocinada por el gobierno se encontraban en algún nivel de desarrollo[update] o prueba .
La Misión Robótica de Reabastecimiento de Combustible de la NASA se lanzó en 2011 y completó con éxito una serie de experimentos de transferencia de propulsor accionados robóticamente en la plataforma expuesta de la Estación Espacial Internacional en enero de 2013. [60]
El conjunto de experimentos incluyó una serie de válvulas propulsoras , boquillas y sellos similares a los utilizados en muchos satélites y una serie de cuatro herramientas prototipo que podrían conectarse al extremo distal de un brazo robótico de la Estación Espacial . Cada herramienta era un prototipo de "dispositivos que podrían usarse en futuras misiones de servicio de satélites para repostar naves espaciales en órbita. RRM es la primera demostración de reabastecimiento de combustible en el espacio que utiliza una plataforma y una válvula de combustible representativas de la mayoría de los satélites existentes, que nunca fueron diseñados para repostar combustible. Otras demostraciones de servicio de satélites, como la misión Orbital Express del ejército estadounidense en 2007, transfirieron propulsor entre satélites con bombas y conexiones especialmente construidas". [60]
En marzo de 2010 , se está desarrollando [update]un proyecto de demostración de reabastecimiento de combustible a pequeña escala para fluidos del sistema de control de reacción (RCS). MDA Corporation , con sede en Canadá , anunció a principios de 2010 que estaba diseñando una única nave espacial que repostaría combustible a otras naves espaciales en órbita como demostración de servicio de satélites. "El modelo de negocio, que aún está evolucionando, podría pedir a los clientes que paguen por cada kilogramo de combustible agregado exitosamente a su satélite, siendo el precio por kilogramo una función de los ingresos adicionales que el operador puede esperar generar gracias a la vida operativa extendida de la nave espacial. ". [61]
El plan es que el vehículo de depósito de combustible maniobre hasta un satélite de comunicaciones operativo , se acople al motor de apogeo del satélite objetivo , retire una pequeña parte de la manta de protección térmica de la nave espacial objetivo, se conecte a una línea de presión de combustible y entregue el propulsor. . "Los funcionarios de la MDA estiman que la maniobra de acoplamiento dejaría fuera de servicio al satélite de comunicaciones durante unos 20 minutos". [61]
En marzo de 2011 [update], MDA consiguió un cliente importante para el proyecto de demostración inicial. Intelsat acordó comprar la mitad de la carga útil de propulsor de 2.000 kilogramos (4.400 lb) que la nave espacial MDA llevaría a la órbita geoestacionaria . Una compra de este tipo añadiría entre dos y cuatro años de vida útil adicional para hasta cinco satélites Intelsat, suponiendo que se entreguen 200 kg de combustible a cada uno. [62] A partir de marzo de 2010 [update], la nave espacial podría estar lista para comenzar a repostar satélites de comunicaciones en 2015. [63] A partir de enero de 2013 [update], ningún cliente se ha inscrito para una misión de reabastecimiento de combustible de MDA. [60]
En 2017, MDA anunció que estaba reiniciando su negocio de servicios satelitales, con el propietario/operador de satélites SES SA , con sede en Luxemburgo , como su primer cliente. [64]
Existen alternativas de diseño competitivas a la transferencia de combustible RCS en el espacio . Es posible llevar propulsor adicional a un activo espacial y utilizarlo para control de actitud o cambio de velocidad orbital, sin tener que transferir el propulsor al activo espacial objetivo.
El vehículo de extensión de la misión ViviSat , también en desarrollo desde principios de la década de 2010, ilustra un enfoque alternativo que se conectaría al satélite objetivo de manera similar al MDA SIS, a través del motor de arranque, pero no transferirá combustible. Más bien, el Vehículo de Extensión de la Misión utilizará "sus propios propulsores para proporcionar control de actitud al objetivo". [65] ViviSat cree que su enfoque es más simple y puede operar a un costo menor que el enfoque de transferencia de propulsor MDA, al mismo tiempo que tiene la capacidad técnica para acoplarse y dar servicio a un mayor número (90 por ciento) de los aproximadamente 450 satélites geoestacionarios en órbita. [65] En enero de 2013 , ningún cliente se ha inscrito para una extensión de misión habilitada para ViviSat. [60][update]
En 2015, Lockheed Martin propuso el remolcador espacial Júpiter . Si se construye, Júpiter operaría en órbita terrestre baja transportando vehículos de carga hacia y desde la Estación Espacial Internacional , permaneciendo en órbita indefinidamente y repostándose desde naves de transporte posteriores que transporten módulos de transporte de carga posteriores. [66]
En diciembre de 2018, Orbit Fab , una nueva empresa de Silicon Valley fundada a principios de 2018, realizó el primero de una serie de experimentos a la ISS para probar y demostrar tecnologías que permitan el reabastecimiento comercial de combustible en el espacio. Estas primeras rondas de pruebas utilizan agua como simulante de propulsor. [67] En junio de 2021, Orbit Fab voló el primer depósito de propulsor, el Tanker-001 Tenzing, que transportaba peróxido de hidrógeno en una órbita sincrónica con el sol [68]
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{{cite web}}: CS1 maint: location (link)La conceptualización del diseño de ACES se lleva a cabo en la ULA desde hace muchos años. Aprovecha las características de diseño de las etapas superiores de la Segunda Etapa Criogénica (DCSS) Centaur y Delta y tiene la intención de complementar y quizás reemplazar estas etapas en el futuro. El ACES básico contendrá el doble de carga de propulsor Centaur o 4 m DCSS, lo que proporcionará un aumento significativo del rendimiento en comparación con nuestras etapas superiores existentes. La carga propulsora básica de 41 toneladas está contenida en una etapa de mamparo común de 5 m de diámetro que tiene aproximadamente la misma longitud que las etapas superiores existentes de ULA. ACES se convertirá en la base de un sistema modular de etapas para satisfacer los requisitos de lanzamiento de una amplia variedad de usuarios. Una variante común es una versión alargada que contiene 73
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de propulsor.
Entonces es un poco complicado. Porque tenemos que descubrir cómo mejorar el coste de los viajes a Marte en un cinco millones por ciento... se traduce en una mejora de aproximadamente 4 1/2 órdenes de magnitud. Estos son los elementos clave que se necesitan para lograr una mejora de 4 1/2 órdenes de magnitud. La mayor parte de la mejora vendría de la reutilización total (entre 2 y 2 1/2 órdenes de magnitud) y luego los otros 2 órdenes de magnitud vendrían del rellenado en órbita, la producción de propulsor en Marte y la elección del propulsor adecuado.
{{cite AV media}}: CS1 maint: location (link)una misión LO2/LH2 PTSD (Demostración de almacenamiento y transferencia de propulsor) para 2015... se lanzaría en un Atlas 551... [que] proporcionaría ~12 mT de residuos Centaur (LH2 y LO2 combinados) en un 28,5 grados por LEO circular de 200 nm.
el hidrógeno residual que se ha desprendido resulta ser el propulsor más conocido (como monopropulsor en un sistema básico de propulsión solar térmica) para esta tarea. Un depósito práctico debe generar hidrógeno a un ritmo mínimo que coincida con las demandas de mantenimiento de la estación.
más de 40 tipos diferentes de sistemas de abastecimiento de combustible... SIS llevará suficientes herramientas para abrir el 75 por ciento de los sistemas de abastecimiento de combustible a bordo de satélites que ahora se encuentran en órbita geoestacionaria. ... la nave espacial SIS está diseñada para funcionar durante siete años en órbita, pero es probable que pueda funcionar durante mucho más tiempo. La clave del modelo de negocio es la capacidad de la MDA para lanzar botes de combustible de repuesto que el SIS tomaría y utilizaría para repostar docenas de satélites durante un período de años. Estos contenedores serían mucho más ligeros que el vehículo SIS y, por tanto, mucho menos costosos de lanzar.
el vehículo de reabastecimiento de combustible se acoplaría al motor de apogeo del satélite objetivo, quitaría una sección de la manta de protección térmica de la nave, se conectaría a una línea de presión de combustible y entregaría el propulsor. Los funcionarios de la MDA estiman que la maniobra de acoplamiento dejaría fuera de servicio al satélite de comunicaciones durante unos 20 minutos. ... El robot de mantenimiento tendría una vida en órbita de unos cinco años y llevaría suficiente combustible para realizar 10 u 11 misiones de repostaje de satélites o de limpieza orbital.
Si la nave espacial MDA funciona según lo planeado, Intelsat pagará un total de unos 200 millones de dólares a MDA. Esto supone que cuatro o cinco satélites reciban alrededor de 200 kilogramos de combustible cada uno. ... El vuelo inaugural del vehículo sería en un cohete Proton de los Servicios de Lanzamiento Internacional, dijeron funcionarios de la industria. Un funcionario dijo que es probable que la nave espacial MDA, incluidos sus 2.000 kilogramos de propulsor de repostaje, pese alrededor de 6.000 kilogramos en el momento del lanzamiento.
MDA planea lanzar su vehículo de Servicio de Infraestructura Espacial ("SIS") a una órbita casi geosincrónica, donde prestará servicio a satélites comerciales y gubernamentales que necesiten combustible adicional, reposicionamiento u otro mantenimiento. ... MDA e Intelsat trabajarán juntos para finalizar las especificaciones y otros requisitos durante los próximos seis meses antes de que ambas partes autoricen la fase de construcción del programa. La primera misión de reabastecimiento de combustible estará disponible 3,5 años después del inicio de la fase de construcción. ... Los servicios prestados por MDA a Intelsat en virtud de este acuerdo están valorados en más de 280 millones de dólares.
ViviSat, una nueva empresa conjunta 50-50 de US Space y ATK, está comercializando una nave espacial de reabastecimiento de combustible por satélite que se conecta a una nave espacial objetivo utilizando el mismo enfoque de sonda en el motor de patada que MDA, pero no transfiere su combustible. . En cambio, el vehículo se convierte en un nuevo tanque de combustible, utilizando sus propios propulsores para proporcionar control de actitud al objetivo. ... El concepto [de ViviSat] no está tan avanzado como el de MDA.
