Liquid Fly-back Booster (LFBB) fue un concepto de proyecto del Centro Aeroespacial Alemán (DLR) para desarrollar un propulsor de cohete líquido capaz de reutilizarse para Ariane 1 con el fin de reducir significativamente el alto costo del transporte espacial y aumentar el respeto al medio ambiente . [1] lrb reemplazaría los propulsores de cohetes líquidos existentes , proporcionando el empuje principal durante la cuenta regresiva. Una vez separados, dos propulsores alados realizarían una entrada atmosférica , regresarían de forma autónoma a la Guayana Francesa y aterrizarían horizontalmente en el aeropuerto como un avión.
Además, se propuso una familia de vehículos de lanzamiento derivados para aprovechar las economías de escala , reduciendo aún más los costos de lanzamiento. Estos derivados incluyen:
El Centro Aeroespacial Alemán estudió los impulsores de retorno líquido como parte del futuro programa de investigación de lanzadores de 1999 a 2004. [4] Después de la cancelación del proyecto, las publicaciones en el DLR continuaron hasta 2009. [ cita necesaria ]
El Centro Aeroespacial Alemán (DLR) estudió posibles futuros vehículos de lanzamiento de la Unión Europea en el marco del programa Ausgewählte Systeme und Technologien für Raumtransport ( ASTRA ; inglés: Systems and Technologies for Space Transportation Applications) de 1999 a 2005, y los estudios adicionales continuaron hasta 2009. [1] [4] El diseño del LFBB fue uno de los dos proyectos dentro del programa ASTRA, el otro fue Phoenix RLV . [5] [6] [7] Durante el desarrollo, se construyeron modelos a escala para probar varias configuraciones en el supersónico Trisonische Messstrecke Köln (TMK; inglés: sección de medición trisónica en Colonia ) de DLR y en su Hyperschallwindkanal 2 Köln (H2K; inglés: viento hipersónico ). canal de Colonia) túneles de viento . [8] [9] El diseño mecánico preliminar de otros elementos importantes fue realizado por las empresas ESA y NASA . [4] : 213
Las ventajas de los propulsores reutilizables incluyen la simplicidad al usar un solo tipo de combustible, el respeto al medio ambiente y menores costos recurrentes. Los estudios concluyeron que los propulsores de retorno reutilizables serían la forma más asequible y menos riesgosa para que los sistemas de lanzamiento espacial europeos comiencen a ser reutilizables. Estos propulsores de retorno tenían el potencial de reducir los costos de lanzamiento. Sin embargo, cuando otros proyectos, como Space Shuttle o VentureStar , emprendieron este objetivo, no lograron cumplir sus metas. Las tecnologías de apoyo necesarias para la construcción del LFBB se pueden desarrollar en un plazo de 10 años, y se pueden desarrollar lanzadores adicionales basados en propulsores de retorno para minimizar los costos y proporcionar sinergia de mantenimiento entre múltiples clases de vehículos de lanzamiento. [3]
Finalmente, el hardware creció demasiado y el proyecto LFBB fue descartado, y un miembro de la agencia espacial francesa ( CNES ) comentó:
Lo que me sorprendió fue que al principio, este propulsor flyback reutilizable era solo un cilindro con motores y pequeñas alas, solo un turboventilador en la parte trasera. Y tres años más tarde eran Airbus completos en términos de tamaño, con cuatro motores en cada uno de ellos.
— Christophe Bonnal, dirección de lanzadores del CNES [10]
El concepto general de los propulsores líquidos en el programa LFBB era retener el núcleo y las etapas superiores del Ariane 5 , junto con los carenados de carga útil , y reemplazar sus propulsores de cohetes sólidos (EAP P241, del francés Étages d'Accélération à Poudre ) con líquidos reutilizables. propulsores de cohetes . Estos propulsores proporcionarían el impulso principal durante el despegue. Después de la separación, regresarían a un puerto espacial en la Guayana Francesa para aterrizar. Este modo de operación de despegue vertical y aterrizaje horizontal ( VTHL ) permitiría que los propulsores líquidos de retorno siguieran funcionando desde el Centro Espacial de Guayana , evitando así cambios importantes en el perfil de ascenso del Ariane 5. Rendimiento de la carga útil del vehículo de lanzamiento del Criogénico La variante Evolution tipo A (ECA) aumentaría de 10.500 kg (23.100 lb) a 12.300 kg (27.100 lb). [3] [4] : 214
En el diseño de referencia, cada LFBB consta de tres motores instalados en disposición circular en la parte trasera del vehículo. Cada motor es un motor Vulcain con relación de expansión reducida . Tres motores turbofan adicionales de respiración de aire , instalados en la sección del morro , proporcionan energía para el vuelo de regreso. El fuselaje tiene 41 m (135 pies) de largo, con un diámetro exterior del tanque de 5,45 m (17,9 pies), diseñado específicamente para coincidir con la etapa central del Ariane 5 existente y para reducir los costos de fabricación. Se seleccionó una configuración de canard de cola en V de ala baja , [4] con una envergadura de aproximadamente 21 m (69 pies) y un área de 115 m 2 (1240 pies cuadrados). [2] El perfil aerodinámico se basó en un perfil transónico del Royal Aircraft Establishment (RAE 2822). La masa bruta de despegue (GLOW) de cada propulsor es de 222,5 toneladas (245,3 toneladas cortas), con 54 toneladas (60 toneladas cortas) tras la separación y 46,2 toneladas (50,9 toneladas cortas) de masa seca. En comparación, el GLOW del EAP P241 es de 273 toneladas (301 toneladas cortas). [4] : 209, 210, 214
El propulsor fue diseñado para tener cuatro sistemas de propulsión independientes, el primero de los cuales, la propulsión del cohete principal, se basaría en tres motores Vulcain con cardán alimentados por 168.500 kg (371.500 lb) de propulsor. En segundo lugar, los motores turbofan Eurojet EJ200 fly-back serían propulsados con hidrógeno para reducir la masa de combustible. Además, el sistema de control de reacción utilizaría diez propulsores de 2 kN (450 lb f ) colocados a cada lado del vehículo . Finalmente, el cuarto sistema de propulsión se basaría en motores de cohetes sólidos que separan los propulsores de la etapa central. Una versión mejorada de los motores utilizados en los propulsores EAP existentes se montaría en el anillo de fijación y dentro de la estructura principal del ala. [4] : 211, 212
Un perfil de misión típico comenzaría con el encendido de una etapa principal y ambos propulsores, seguido de una aceleración a 2 km/s (1,2 mi/s) y luego una separación a una altitud de 50 km (31 mi). A medida que la etapa principal continúa su vuelo hacia la órbita, los propulsores siguen una trayectoria balística , alcanzando una altitud de 90 a 100 km (56 a 62 millas). Después de la entrada a la atmósfera de baja energía , los propulsores alcanzan capas más densas de la atmósfera donde realizan un giro hacia el aeródromo objetivo. El planeo continúa hasta que alcanzan una altitud óptima para activar los motores turbofan y entrar en vuelo de crucero . En este punto, a unos 550 km (340 millas) del punto de lanzamiento, los propulsores estarían volando sobre el Océano Atlántico . El crucero de regreso al aeropuerto requiere alrededor de 3.650 kg (8.050 lb) de combustible de hidrógeno y tarda más de dos horas en completarse. Se despliega un tren de aterrizaje y cada propulsor aterriza de forma autónoma. Después de la separación, los propulsores no corren peligro de colisión hasta que aterrizan debido a pequeñas diferencias en sus trayectorias de vuelo iniciales. [3] [4] : 215
El desarrollo de propulsores líquidos de retorno tiene el potencial de permitir tres sistemas de transporte espacial adicionales con el objetivo de aumentar la producción y crear economías de escala . El objetivo del proyecto LFBB en el DLR era reducir los costes operativos del Ariane 5 y desarrollar futuros derivados, incluida una primera etapa reutilizable de un vehículo de lanzamiento pequeño y mediano, un vehículo de lanzamiento superpesado capaz de levantar 67 toneladas (74 toneladas cortas). toneladas) [2] a la órbita terrestre baja , y un vehículo de lanzamiento reutilizable de dos etapas a la órbita . [11] Inicialmente, los LFBB se usarían solo en Ariane 5. Con el tiempo, configuraciones alternativas podrían eliminar Arianespace Soyuz y Vega . [4] : 215
El LFBB se estudió con los tres compuestos de la etapa superior, para lograr una configuración de Primera Etapa Reutilizable (RFS). El primero fue un derivado de Vega , con una segunda etapa Zefiro 23 , una tercera etapa Zefiro 9 y una etapa superior AVUM. Con el LFBB reemplazando la etapa P80 , la carga útil a la órbita heliosincrónica (SSO) aumentaría a 1.882 kg (4.149 lb), en comparación con los 1.450 kg (3.200 lb) del Vega. El segundo era un derivado del Ariane 4 llamado H-25. Se basó en una etapa superior H10 con un motor cohete Vinci y 25 toneladas (28 toneladas cortas) de combustible criogénico . Dependiendo del método de desaceleración, la carga útil a SSO está entre 1.481 y 2.788 kg (3.265 y 6.146 lb). La tercera era una gran etapa superior criogénica, llamada H-185, basada en una etapa principal alternativa, aún por desarrollar, Ariane 5 con 185 toneladas (204 toneladas cortas) de combustible criogénico. Su carga útil a SSO es de 5.000 kg (11.000 lb). [4] : 216
Dos de las configuraciones más ligeras (el Zefiro 23 y el H-25) utilizan etapas superiores montadas encima del propulsor. Debido al menor peso, podría haber sido necesario reducir la cantidad de combustible en un propulsor para garantizar que la velocidad de separación, la trayectoria de vuelo y la reentrada no excedan los límites de diseño. En el caso del H-25, podría ser necesario acelerar los propulsores de retorno a más de 2 km/s (1,2 mi/s) para ayudar a la etapa superior a alcanzar su órbita deseada. En consecuencia, se propusieron dos soluciones para desacelerar los propulsores después de la separación. La primera opción era desacelerarlos activamente usando 10 toneladas (11 toneladas cortas) de combustible y reducir la velocidad en 300 m/s (980 pies/s). Sin embargo, el rendimiento de lanzamiento caería por debajo del del derivado Vega. Otra opción es utilizar fuerzas aerodinámicas para desacelerar. Sin embargo, un paracaídas hipersónico se consideró demasiado caro y complejo. Como resultado, se propuso un ballute alternativo. La simulación de la dinámica de vuelo reveló que un balón con una sección transversal de 45 m 2 (480 pies cuadrados) ofrecía el mejor compromiso entre las cargas en el propulsor y la desaceleración por las fuerzas aerodinámicas. En esta configuración, se podría lograr un rendimiento de lanzamiento de hasta 2788 kg (6146 lb), en parte gracias a una mayor velocidad de separación. [4] : 216
La configuración más pesada utiliza un único propulsor con una etapa criogénica prescindible, grande y montada asimétricamente, denominada H-185. Se propuso como una variante futura de la etapa central del Ariane 5 (H158), con la intención de eliminar gradualmente la etapa principal en una configuración de lanzamiento estándar con LFBB. El H-185 utilizaría un nuevo motor principal Vulcain 3, con mayor empuje de vacío. Cuando se lanza con un solo propulsor, ambas etapas funcionarían en paralelo y se colocarían en una órbita de 180 por 800 km (110 por 500 millas) antes de la separación. El compuesto restante de la etapa superior pesaría 7.360 kg (16.230 lb), con una carga útil de 5.000 kg (11.000 lb) para SSO. Cuando se lanza a la órbita terrestre baja , la masa de la carga útil se puede aumentar a más de 10.000 kg (22.000 lb). [4] : 215–217
El lanzador de carga súper pesada (SHLL) consistiría en una nueva etapa principal criogénica, cinco propulsores de retorno líquidos y una etapa de inyección reinflamable. Esta configuración fue diseñada para proporcionar mayores capacidades para misiones complejas, incluidas exploraciones tripuladas a la Luna y Marte , así como el lanzamiento de grandes satélites impulsados por energía solar. [3] : 15
La nueva etapa central tendría 28,65 m (94,0 pies) de altura y un diámetro de 10 m (33 pies), alimentando 600 toneladas (660 toneladas cortas) de LOX / LH 2 a tres motores Vulcain 3. La mayor circunferencia del escenario principal permite integrar cinco LFBB con alas retráctiles o de geometría variable . El escenario superior sería un derivado del Ariane 5 ESC-B, con un tamaño aumentado a 5,6 m × 8,98 m (18,4 pies × 29,5 pies) y reforzado para soportar cargas más altas. Se demostró que el motor Vinci era suficientemente potente para la inserción orbital . La carga útil estaría encerrada en un carenado de 8 m × 29,5 m (26 pies × 97 pies) . El vehículo de lanzamiento tendría una altura total de 69 m (226 pies) y una masa de 1.900 toneladas (2.100 toneladas cortas). La carga útil para LEO sería de 67.280 kg (148.330 lb). [4] : 218
Cuando se lanzan a una órbita de transferencia terrestre baja de 200 km × 600 km (120 mi × 370 mi), los LFBB se separarían a una altitud de 51 km (32 mi), a una velocidad de 1,55 km/s (0,96 mi/s). . Para evitar la separación simultánea de todos los propulsores, se podría utilizar una alimentación cruzada a la etapa principal o una aceleración . El vuelo de regreso de los propulsores requeriría aproximadamente 3250 kg (7170 lb) de combustible, incluida una reserva del 30%. [4] : 218-219
Se planeó implementar la variante de vehículo de lanzamiento reutilizable de dos etapas a órbita (TSTO) del LFBB unos 15 años después de la adición de los LFBB al Ariane 5. [4] : 216 Sin embargo, solo se completó un análisis preliminar del TSTO. La configuración propuesta consistía en dos propulsores con alas retráctiles unidos al tanque de combustible externo y un orbitador reutilizable con alas fijas que llevaba la carga útil encima. Durante las misiones de órbita de transferencia geoestacionaria (GTO), se utilizaría una etapa superior adicional expandible. [4] : 219
El tanque externo, al ser el núcleo del sistema, tendría un diámetro de 5,4 metros (18 pies) y una altura de 30,5 metros (100 pies), y transportaría 167,5 toneladas (184,6 toneladas cortas) de propulsor. El orbitador adjunto tendría 28,8 metros (94 pies) de altura y 3,6 metros (12 pies) de diámetro y transportaría 50 toneladas (55 toneladas cortas) de propulsor. El soporte del carenado de carga útil encima del orbitador sería de 5,4 por 20,5 metros (18 pies x 67 pies). Para misiones LEO, el vehículo de lanzamiento tendría 57,3 metros (188 pies) de altura y una masa bruta de despegue de 739,4 toneladas (815,0 toneladas cortas). La carga útil para LEO sería de 12.800 kilogramos (28.200 lb), con un aumento a 8.500 kilogramos (18.700 lb) para GTO cuando se utiliza una etapa superior expandible. [4] : 219
