Un motor de ciclo de aire líquido ( LACE ) es un tipo de motor de propulsión de naves espaciales que intenta aumentar su eficiencia recogiendo parte de su oxidante de la atmósfera . Un motor de ciclo de aire líquido utiliza combustible de hidrógeno líquido (LH2) para licuar el aire.
En un cohete de oxígeno líquido /hidrógeno líquido , el oxígeno líquido (LOX) necesario para la combustión es la mayor parte del peso de la nave espacial en el despegue, por lo que si algo de esto puede recolectarse del aire en el camino, podría aumentar dramáticamente. Reducir el peso de despegue de la nave espacial.
LACE se estudió hasta cierto punto en los EE. UU. a finales de los años 1950 y principios de los 1960, y a finales de 1960 Marquardt tenía un sistema de banco de pruebas en funcionamiento. Sin embargo, a medida que la NASA pasó a las cápsulas balísticas durante el Proyecto Mercurio , los fondos para la investigación de vehículos alados desaparecieron lentamente, y el trabajo de LACE con ellos.
LACE también fue la base de los motores del diseño HOTOL de la British Aerospace en los años 1980, pero esto no avanzó más allá de los estudios. [ dudoso ] [ cita necesaria ]
Conceptualmente, LACE funciona comprimiendo y luego licuando rápidamente el aire. La compresión se logra mediante el efecto ram-air en una admisión similar a la que se encuentra en un avión de alta velocidad como el Concorde , donde las rampas de admisión crean ondas de choque que comprimen el aire. A continuación, el diseño LACE sopla aire comprimido a través de un intercambiador de calor , por el que fluye el combustible de hidrógeno líquido . Esto enfría rápidamente el aire y los distintos componentes se licúan rápidamente. Mediante una cuidadosa disposición mecánica, el oxígeno líquido se puede eliminar de otras partes del aire, en particular del agua , el nitrógeno y el dióxido de carbono , momento en el que el oxígeno líquido se puede alimentar al motor como de costumbre. Se verá que las limitaciones del intercambiador de calor siempre hacen que este sistema funcione con una relación hidrógeno/aire mucho más rica que la estequiométrica con la consiguiente penalización en el rendimiento [1] y, por tanto, parte del hidrógeno se vierte por la borda.
El uso de un vehículo de lanzamiento alado permite utilizar la sustentación en lugar del empuje para vencer la gravedad, lo que reduce en gran medida las pérdidas de gravedad. Por otro lado, la reducción de las pérdidas de gravedad tiene el precio de una resistencia aerodinámica y un calentamiento aerodinámico mucho mayores debido a la necesidad de permanecer mucho más profundamente dentro de la atmósfera de lo que lo haría un cohete puro durante la fase de impulso .
Para reducir apreciablemente la masa de oxígeno transportada en el lanzamiento, un vehículo LACE necesita pasar más tiempo en la atmósfera inferior para recolectar suficiente oxígeno para suministrar a los motores durante el resto del lanzamiento. Esto conduce a un aumento considerable del calentamiento del vehículo y de las pérdidas por arrastre, lo que, por tanto, aumenta el consumo de combustible para compensar las pérdidas por arrastre y la masa adicional del sistema de protección térmica . Este mayor consumo de combustible compensa en cierta medida los ahorros en masa de oxidante; estas pérdidas son a su vez compensadas por el mayor impulso específico , I sp , del motor que respira aire. Por lo tanto, las compensaciones de ingeniería involucradas son bastante complejas y muy sensibles a las suposiciones de diseño formuladas. [2]
Otras cuestiones surgen por las propiedades materiales y logísticas relativas de LOx frente a LH 2 . LOx es bastante barato; LH 2 es casi dos órdenes de magnitud más caro. [3] El LOx es denso (1,141 kg/L), mientras que el LH 2 tiene una densidad muy baja (0,0678 kg/L) y, por tanto, es muy voluminoso. (El volumen extremo del tanque LH2 tiende a aumentar la resistencia del vehículo al aumentar el área frontal del vehículo ). Finalmente, los tanques LOx son relativamente livianos y bastante baratos, mientras que la naturaleza criogénica profunda y las propiedades físicas extremas del LH 2 exigen que los tanques LH 2 y Las tuberías deben ser grandes y utilizar materiales y aislamientos pesados, caros y exóticos. Por lo tanto, por mucho que los costos de usar LH 2 en lugar de un combustible de hidrocarburos bien puedan superar el beneficio I sp de usar LH 2 en un cohete de una sola etapa para su puesta en órbita , los costos de usar más LH 2 como propulsor y El refrigerante de licuefacción en LACE bien puede compensar los beneficios obtenidos al no tener que llevar tanto LOx a bordo.
Lo más significativo es que el sistema LACE es mucho más pesado que un motor de cohete puro que tiene el mismo empuje (los motores que respiran aire de casi todos los tipos tienen relaciones empuje-peso relativamente pobres en comparación con los cohetes), y el rendimiento de los vehículos de lanzamiento de todo tipo. se ve particularmente afectado por los aumentos en la masa seca de los vehículos (como los motores) que deben transportarse hasta la órbita, a diferencia de la masa oxidante que se quemaría en el transcurso del vuelo. Además, la menor relación empuje-peso de un motor que respira aire en comparación con un cohete disminuye significativamente la aceleración máxima posible del vehículo de lanzamiento y aumenta las pérdidas de gravedad , ya que se debe dedicar más tiempo a acelerar a la velocidad orbital. Además, las mayores pérdidas por arrastre de entrada y del fuselaje de una trayectoria de lanzamiento de un vehículo que respira aire en elevación en comparación con un cohete puro en una trayectoria de lanzamiento balística introduce un término de penalización adicional en la ecuación del cohete conocido como carga del respirador de aire . [4] Este término implica que, a menos que la relación elevación-resistencia ( L / D ) y la aceleración del vehículo en comparación con la gravedad ( a / g ) sean inverosímilmente grandes para un vehículo hipersónico que respira aire, las ventajas de la mayor I sp del motor que respira aire y los ahorros en masa LOx se pierden en gran medida.
Por lo tanto, las ventajas o desventajas del diseño LACE siguen siendo un tema de debate.
LACE se estudió hasta cierto punto en los Estados Unidos de América a finales de la década de 1950 y principios de la de 1960, donde se consideró una opción "natural" para un proyecto de nave espacial con alas conocido como Aerospaceplane . En ese momento, el concepto se conocía como LACES, por Liquid Air Collection Engine System . Luego, el aire licuado y parte del hidrógeno se bombean directamente al motor para quemarlo.
Cuando se demostró que era relativamente fácil separar el oxígeno de los demás componentes del aire, principalmente nitrógeno y dióxido de carbono, surgió un nuevo concepto: ACES ( Air Collection and Enrichment System) . Esto deja el problema de qué hacer con los gases sobrantes. ACES inyectó nitrógeno en un motor estatorreactor , usándolo como fluido de trabajo adicional mientras el motor funcionaba con aire y se almacenaba el oxígeno líquido. A medida que el avión ascendía y la atmósfera se adelgazaba, la falta de aire se compensaba aumentando el flujo de oxígeno de los tanques. Esto convierte a ACES en un estatorreactor eyector (o ramrocket) a diferencia del diseño de cohete puro LACE.
Tanto Marquardt Corporation como General Dynamics participaron en la investigación de LACES. Sin embargo, a medida que la NASA pasó a las cápsulas balísticas durante el Proyecto Mercurio , la financiación para la investigación de vehículos alados desapareció lentamente, y ACES con ella.
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