Un propulsor de cohete líquido ( LRB ) utiliza combustible líquido y oxidante para darle a un cohete híbrido o de propulsor líquido un impulso adicional en el despegue y/o aumentar la carga útil total que puede transportar. Está adherido al costado de un cohete. A diferencia de los propulsores de cohetes sólidos , los LRB pueden reducirse si los motores están diseñados para permitirlo, y pueden apagarse de forma segura en caso de emergencia para obtener opciones de escape adicionales en los vuelos espaciales tripulados . [ cita necesaria ]
En 1926, el científico estadounidense Robert Goddard había construido y probado con éxito el primer cohete que utilizaba combustible líquido en Auburn, Massachusetts . [ cita necesaria ]
Para el misil R-7 Semyorka de la época de la Guerra Fría , que más tarde evolucionó hasta convertirse en el cohete Soyuz , se eligió este concepto porque permitía encender todos sus numerosos motores de cohete y comprobar su funcionamiento mientras se encontraban en la plataforma de lanzamiento . [ cita necesaria ]
El cohete soviético Energia de la década de 1980 utilizó cuatro propulsores Zenit de combustible líquido para elevar tanto la estación de batalla espacial Buran como la experimental Polyus en dos lanzamientos separados. [ cita necesaria ]
Dos versiones del cohete espacial japonés H-IIA habrían utilizado uno o dos LRB para poder transportar carga adicional a órbitas geoestacionarias más altas, pero fue reemplazado por el H-IIB . [ cita necesaria ]
El vehículo de lanzamiento espacial Ariane 4 podría utilizar dos o cuatro LRB, las configuraciones 42L, 44L y 44LP. Como ejemplo del aumento de carga útil que proporcionan los propulsores, el modelo básico Ariane 40 sin propulsores podría lanzar alrededor de 2.175 kilogramos a la órbita de transferencia geoestacionaria , [1] mientras que la configuración 44L podría lanzar 4.790 kg a la misma órbita con cuatro propulsores líquidos añadidos. [2]
Se consideraron varios LRB al principio del programa de desarrollo del transbordador espacial y después del accidente del Challenger , pero el transbordador continuó volando su cohete propulsor sólido del transbordador espacial hasta su retiro. [ cita necesaria ]
Después de que el transbordador espacial se retirara, Pratt & Whitney Rocketdyne y Dynetics participaron en la "competencia de propulsores avanzados" para el próximo vehículo de la NASA con clasificación humana, el Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS), con un diseño de propulsor conocido como " Pyrios ", que utilizaría dos más avanzados. Motores propulsores F-1B derivados del motor Rocketdyne F-1 LOX/RP-1 que impulsó la primera etapa del vehículo Saturn V en el programa Apollo . En 2012, se determinó que si se seleccionaba el propulsor bimotor Pyrios para el Bloque 2 SLS, la carga útil podría ser de 150 toneladas métricas (t) en órbita terrestre baja, 20 t más que el requisito mínimo del Congreso de 130 t en órbita terrestre baja. para SLS Bloque 2. [3] En 2013, se informó que, en comparación con el motor F-1, el motor F-1B debía tener una eficiencia mejorada, ser más rentable y tener menos piezas de motor. [4] Cada F-1B debía producir 1.800.000 lbf (8,0 MN) de empuje al nivel del mar, un aumento con respecto a los 1.550.000 lbf (6,9 MN) de empuje del motor F-1 inicial. [5]
Muchos vehículos de lanzamiento chinos han estado utilizando propulsores líquidos. Estos incluyen el Long March 2F de China, calificado por humanos, que utiliza cuatro propulsores de cohetes líquidos, cada uno de ellos propulsado por un único motor de cohete hipergólico YF-20B . [6] La variante retirada Gran Marcha 2E también utilizó cuatro propulsores líquidos similares. [7] al igual que las variantes Long March 3B [8] y Long March 3C . China desarrolló propulsores semicriogénicos para el Gran Marcha 7 y el Gran Marcha 5 , su serie más nueva de vehículos de lanzamiento a partir de 2017. [9]
El Delta IV Heavy consta de un núcleo de refuerzo común (CBC) central, con dos CBC adicionales como LRB en lugar de los motores de cohetes sólidos GEM-60 utilizados por las versiones Delta IV Medium+. En el despegue, los tres núcleos funcionan a pleno empuje y 44 segundos después, el núcleo central acelera hasta el 55% para conservar combustible hasta la separación del propulsor. [10] El Angara A5V y el Falcon Heavy son conceptualmente similares al Delta IV Heavy. [11]
El Falcon Heavy fue diseñado originalmente con una capacidad única de "alimentación cruzada de propulsor", mediante la cual los motores del núcleo central recibirían combustible y oxidante desde los dos núcleos laterales hasta su separación . [12] Operar todos los motores a máxima potencia desde el lanzamiento, con combustible suministrado principalmente desde los propulsores laterales, agotaría los propulsores laterales antes, permitiendo su separación más temprana para reducir la masa que se acelera. Esto dejaría disponible la mayor parte del propulsor del núcleo central después de la separación del propulsor. [13] Musk declaró en 2016 que no se implementaría la alimentación cruzada. [14] En cambio, el propulsor central reduce la aceleración poco después del despegue para conservar combustible y reanuda el empuje total después de que los propulsores laterales se hayan separado. [15]