Un cohete solar térmico es un sistema teórico de propulsión de naves espaciales que haría uso de la energía solar para calentar directamente la masa de reacción y, por lo tanto, no requeriría un generador eléctrico, como la mayoría de las otras formas de propulsión solar. El cohete solo tendría que llevar los medios para capturar la energía solar, como concentradores y espejos . El propulsor calentado se introduciría a través de una tobera de cohete convencional para producir empuje. El empuje de su motor estaría directamente relacionado con el área de superficie del colector solar y con la intensidad local de la radiación solar.
A corto plazo, se ha propuesto la propulsión solar térmica tanto para una mayor vida útil, un menor coste y un uso más eficiente del sol como para vehículos de lanzamiento criogénicos de etapa superior y 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.
Existen dos conceptos de propulsión solar térmica, que difieren principalmente en el método mediante el cual utilizan la energía solar para calentar el propulsor: [ cita requerida ]
Debido a las limitaciones en la temperatura que pueden soportar los materiales del intercambiador de calor (aproximadamente 2800 K ), los diseños de absorción indirecta no pueden lograr impulsos específicos más allá de los 900 segundos (9 kN·s/kg = 9 km/s) (o hasta 1000 segundos, véase más abajo). Los diseños de absorción directa permiten temperaturas de propulsor más altas y, por lo tanto, impulsos específicos más altos, que se acercan a los 1200 segundos. Sin embargo, incluso el impulso específico más bajo representa un aumento significativo con respecto al de los cohetes químicos convencionales , un aumento que puede proporcionar ganancias sustanciales de carga útil (45 por ciento para una misión LEO a GEO ) a expensas de un mayor tiempo de viaje (14 días en comparación con 10 horas). [ cita requerida ]
Se ha diseñado y fabricado hardware a pequeña escala para el Laboratorio de Propulsión de Cohetes de la Fuerza Aérea (AFRPL) para la evaluación de pruebas en tierra. [1] El SART ha investigado sistemas con un empuje de 10 a 100 N. [2]
Se han propuesto vehículos de transferencia orbital reutilizables (OTV), a veces llamados remolcadores espaciales (interorbitales), propulsados por cohetes solares térmicos. Los concentradores de los remolcadores solares térmicos son menos susceptibles a la radiación en los cinturones de Van Allen que los paneles solares de los OTV solares eléctricos. [3]
En 2020 se demostró una prueba de concepto inicial con helio en el simulador solar del Laboratorio de Física Aplicada de la Universidad Johns Hopkins. [4]
La mayoría de los diseños propuestos para cohetes solares térmicos utilizan hidrógeno como propulsor debido a su bajo peso molecular , que proporciona un excelente impulso específico de hasta 1000 segundos (10 kN·s/kg) utilizando intercambiadores de calor hechos de renio. [5]
La idea convencional ha sido que el hidrógeno, aunque proporciona un excelente impulso específico, no se puede almacenar en el espacio. El trabajo de diseño a principios de la década de 2010 ha desarrollado un enfoque para reducir sustancialmente la evaporación del hidrógeno y utilizar económicamente el pequeño producto de evaporación restante para las tareas espaciales necesarias, logrando esencialmente una evaporación cero (ZBO) desde un punto de vista práctico. [6] : p. 3, 4, 7
También se podrían utilizar otras sustancias. El agua ofrece un rendimiento bastante pobre de 190 segundos (1,9 kN·s/kg), pero sólo requiere un equipo sencillo para purificarla y manipularla, y se puede almacenar en el espacio, lo que se ha propuesto seriamente para su uso interplanetario, utilizando recursos in situ . [7]
Se ha propuesto el amoníaco como propulsor. [8] Ofrece un impulso específico mayor que el agua, pero es fácilmente almacenable, con un punto de congelación de -77 grados Celsius y un punto de ebullición de -33,34 °C.
Una arquitectura de propulsión solar térmica supera a las arquitecturas que implican electrólisis y licuefacción de hidrógeno a partir de agua en más de un orden de magnitud, ya que la electrólisis requiere generadores de energía pesados, mientras que la destilación solo requiere una fuente de calor simple y compacta (ya sea nuclear o solar); por lo que la tasa de producción de propulsor es correspondientemente mucho mayor para cualquier masa inicial dada de equipo. Sin embargo, su uso depende de tener ideas claras de la ubicación del hielo de agua en el sistema solar, particularmente en los cuerpos lunares y asteroidales, y dicha información no se conoce, excepto que se espera que los cuerpos dentro del cinturón de asteroides y más alejados del Sol sean ricos en hielo de agua. [9] [10]
Se han propuesto cohetes solares térmicos [11] como un sistema para lanzar una pequeña nave espacial personal en órbita. El diseño se basa en un dirigible de gran altitud que utiliza su envoltura para enfocar la luz solar sobre un tubo. Luego se introduce el propulsor, que probablemente sería amoníaco, para producir empuje. Los posibles fallos de diseño incluyen si el motor podría producir suficiente empuje para superar la resistencia y si la piel del dirigible no fallaría a velocidades hipersónicas. Esto tiene muchas similitudes con el dirigible orbital propuesto por JP Aerospace .
En 2010 [actualizar]se habían presentado dos propuestas para utilizar propulsión solar térmica en sistemas de naves espaciales posteriores al lanzamiento.
Un concepto para proporcionar depósitos de combustible en órbita terrestre baja (LEO) que podrían usarse como estaciones de paso para que otras naves espaciales se detengan y reabastezcan de combustible en el camino hacia misiones más allá de la LEO ha propuesto que el hidrógeno gaseoso residual (un subproducto inevitable del almacenamiento de hidrógeno líquido a largo plazo en el entorno de calor radiactivo del espacio ) se pueda usar como monocombustible en un sistema de propulsión solar-térmica. El hidrógeno residual se utilizaría productivamente tanto para el mantenimiento de la posición orbital como para el control de actitud , así como para proporcionar combustible y empuje limitados para usar en maniobras orbitales para un mejor encuentro con otras naves espaciales que se dirigieran para recibir combustible del depósito. [6]
Los propulsores monohélice de hidrógeno termosolar también son parte integral del diseño del cohete criogénico de etapa superior de próxima generación propuesto por la empresa estadounidense United Launch Alliance (ULA). La Etapa Evolucionada Común Avanzada (ACES, por sus siglas en inglés) fue concebida como una etapa superior de menor costo, más capaz y más flexible que complementaría, y quizás reemplazaría, a los vehículos de etapa superior ULA Centaur y ULA Delta Cryogenic Second Stage (DCSS, por sus siglas en inglés) existentes. La opción de Fluidos Integrados para Vehículos ACES elimina todo el monopropelente de hidracina y todo el helio presurizante del vehículo espacial (normalmente utilizado para el control de actitud y el mantenimiento de la posición) y depende en su lugar de propulsores monohélice termosolar que utilizan hidrógeno residual. [6] : p. 5 [ necesita actualización ]
En 2003, Gordon Woodcock y Dave Byers investigaron la viabilidad de varios viajes utilizando propulsión solar térmica. [ aclaración necesaria ] [12]
Una propuesta posterior en la década de 2010 fue la nave espacial Solar Moth, que utilizaría espejos livianos para enfocar la radiación solar en un motor solar térmico. [13] [14]
Un depósito práctico debe generar hidrógeno a una tasa mínima que coincida con las demandas de mantenimiento de la estación.
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