Un motor de ciclo de aire líquido ( LACE ) es un tipo de motor de propulsión de naves espaciales que intenta aumentar su eficiencia mediante la recolección de 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 constituye la mayor parte del peso de la nave espacial en el despegue, por lo que si parte de éste se puede recolectar del aire en el camino, podría reducir drásticamente el peso de despegue de la nave espacial.
El LACE se estudió en cierta medida en los EE. UU. a fines de la década de 1950 y principios de la de 1960, y a fines de 1960 Marquardt tenía un sistema de prueba en funcionamiento. Sin embargo, cuando la NASA pasó a las cápsulas balísticas durante el Proyecto Mercury , la financiación para la investigación de vehículos alados desapareció lentamente, y con ella el trabajo con el LACE.
LACE también fue la base de los motores del diseño HOTOL de British Aerospace de los años 1980, pero éste no progresó más allá de los estudios. [ dudoso – discutir ] [ cita requerida ]
Conceptualmente, el LACE funciona comprimiendo y luego licuando rápidamente el aire. La compresión se logra a través del efecto de aire en una entrada similar a la que se encuentra en un avión de alta velocidad como el Concorde , donde las rampas de entrada crean ondas de choque que comprimen el aire. El diseño LACE luego sopla el aire comprimido sobre un intercambiador de calor , en el que fluye el combustible de hidrógeno líquido . Esto enfría rápidamente el aire y los diversos componentes se licúan rápidamente. Mediante una disposición mecánica cuidadosa, el oxígeno líquido se puede eliminar de las otras partes del aire, en particular el 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 lo tanto, algo de hidrógeno se vierte por la borda.
El uso de un vehículo de lanzamiento con alas permite utilizar la sustentación en lugar del empuje para vencer la gravedad, lo que reduce en gran medida las pérdidas por gravedad. Por otro lado, la reducción de las pérdidas por gravedad se produce a costa de una resistencia aerodinámica y un calentamiento aerodinámico mucho mayores debido a la necesidad de permanecer mucho más adentrados en la atmósfera que un cohete puro durante la fase de propulsión .
Para reducir de forma apreciable la masa de oxígeno transportada en el lanzamiento, un vehículo LACE necesita pasar más tiempo en la atmósfera inferior para recolectar suficiente oxígeno para abastecer 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 lo tanto, aumenta el consumo de combustible para compensar las pérdidas por arrastre y la masa adicional del sistema de protección térmica . Este aumento del consumo de combustible compensa en cierta medida los ahorros en masa de oxidante; estas pérdidas se compensan a su vez con el mayor impulso específico , I sp , del motor que respira aire. Por lo tanto, las compensaciones de ingeniería involucradas son bastante complejas y altamente sensibles a los supuestos de diseño realizados. [2]
Otros problemas son introducidos por las propiedades materiales y logísticas relativas del LOx versus el LH 2 . El LOx es bastante barato; el 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 lo tanto, es muy voluminoso. (El volumen extremo de los tanques del LH2 tiende a aumentar la resistencia del vehículo al aumentar el área frontal del mismo ). Finalmente, los tanques de 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 y las tuberías del LH 2 sean grandes y utilicen materiales y aislamientos exóticos, costosos y pesados. Por lo tanto, si bien los costos de usar LH2 en lugar de un combustible de hidrocarburo pueden superar el beneficio de usar LH2 en un cohete de una sola etapa a órbita , los costos de usar más LH2 como propulsor y refrigerante de licuefacción de aire en LACE pueden superar los beneficios obtenidos al no tener que llevar tanto LOx a bordo.
Lo más importante es que el sistema LACE es mucho más pesado que un motor de cohete puro que tenga 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 todos los tipos se ve particularmente afectado por los aumentos en la masa seca del vehículo (como los motores) que debe transportarse hasta la órbita, en lugar de la masa oxidante que se quemaría durante el 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 por gravedad , ya que se debe gastar más tiempo para acelerar hasta la velocidad orbital. Además, las mayores pérdidas de arrastre de entrada y fuselaje de una trayectoria de lanzamiento de vehículo de elevación que respira aire en comparación con un cohete puro en una trayectoria de lanzamiento balística introducen un término de penalización adicional en la ecuación del cohete conocido como la carga del respirador de aire . [4] Este término implica que, a menos que la relación sustentación-arrastre ( L / D ) y la aceleración del vehículo en comparación con la gravedad ( a / g ) sean ambas increíblemente grandes para un vehículo hipersónico que respira aire, las ventajas del mayor I sp del motor que respira aire y los ahorros en masa de LOx se pierden en gran medida.
Por lo tanto, las ventajas o desventajas del diseño LACE continúan siendo motivo de debate.
El LACE se estudió en cierta medida en los Estados Unidos de América a fines de la década de 1950 y principios de la de 1960, donde se lo consideró una opción "natural" para un proyecto de nave espacial alada conocido como Aerospaceplane . En ese momento, el concepto se conocía como LACES, por Liquid Air Collection Engine System (sistema de motor de recolección de aire líquido ). El aire licuado y parte del hidrógeno se bombean directamente al motor para su combustión.
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 llamado ACES ( Air Collection and Enrichment System) . Esto deja el problema de qué hacer con los gases sobrantes. ACES inyectó el nitrógeno en un motor estatorreactor , utilizándolo 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 enrareceba, la falta de aire se compensaba aumentando el flujo de oxígeno de los tanques. Esto convierte a ACES en un estatorreactor eyector (o estatorcohete) en contraposición al diseño LACE de cohete puro.
Tanto Marquardt Corporation como General Dynamics participaron en la investigación de LACES. Sin embargo, a medida que la NASA pasó a utilizar cápsulas balísticas durante el Proyecto Mercury , la financiación para la investigación de vehículos alados desapareció lentamente, y con ella también el ACES.
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