Un depósito de combustible orbital es un depósito de combustible que se coloca en órbita alrededor de la Tierra u otro cuerpo para permitir que las naves espaciales o la etapa de transferencia de las naves espaciales se alimenten en el espacio. Es uno de los tipos de depósitos de recursos espaciales que se han propuesto para permitir la exploración espacial basada en infraestructura . [1] Existen muchos conceptos de depósito según el tipo de combustible que se vaya a suministrar, la ubicación o el tipo de depósito, que también puede incluir un buque cisterna de combustible que entrega una única carga a una nave espacial en una ubicación orbital específica y luego parte. Los depósitos de combustible en el espacio no están necesariamente ubicados cerca o en una estación espacial .
Entre los usuarios potenciales de las instalaciones de reabastecimiento y almacenamiento en órbita se incluyen agencias espaciales , ministerios de defensa y compañías de satélites de comunicaciones u otras compañías comerciales .
Los depósitos de mantenimiento de satélites prolongarían la vida útil de los satélites que casi han consumido su combustible de maniobras orbitales y probablemente se coloquen en una órbita geoestacionaria. La nave espacial realizaría un encuentro espacial con el depósito, o viceversa , y luego transferiría propulsor para ser utilizado en maniobras orbitales posteriores . En 2011, Intelsat mostró interés en una misión de demostración inicial para reabastecer varios satélites en órbita geoestacionaria , pero todos los planes han sido descartados desde entonces. [2]
La función principal de un depósito en órbita baja terrestre (LEO) sería proporcionar combustible a una etapa de transferencia que se dirige a la Luna, Marte o posiblemente a una órbita geoestacionaria. Dado que todo o una fracción del combustible de la etapa de transferencia se puede descargar, la nave espacial lanzada por separado con carga útil y/o tripulación podría tener una masa mayor o utilizar un vehículo de lanzamiento más pequeño. Con un depósito en órbita baja terrestre o un tanque de combustible, se puede reducir el tamaño del vehículo de lanzamiento y aumentar la velocidad de vuelo (o, con una arquitectura de misión más nueva en la que la nave espacial que se encuentra fuera de la órbita terrestre también sirve como segunda etapa, se pueden facilitar cargas útiles mucho más grandes), lo que puede reducir los costos totales del lanzamiento, ya que los costos fijos se distribuyen en más vuelos y los costos fijos suelen ser más bajos con vehículos de lanzamiento más pequeños. También se podría colocar un depósito en el punto de Lagrange 1 Tierra-Luna (EML-1) o detrás de la Luna en EML-2 para reducir los costos de viajar a la Luna o Marte. También se ha sugerido colocar un depósito en la órbita de Marte. [3]
En 2024, en el tercer vuelo integrado de Starship , se demostró la transferencia de propulsor en órbita, [4] una capacidad necesaria para aterrizar una tripulación en la Luna con el vehículo Starship HLS . [5]
En el caso de los cohetes y vehículos espaciales, los propulsores suelen ocupar 2/3 o más de su masa total.
Los grandes motores de cohetes de etapa superior generalmente utilizan un combustible criogénico como hidrógeno líquido y oxígeno líquido (LOX) como oxidante debido al gran impulso específico posible, pero deben considerar cuidadosamente un problema llamado "evaporación" del propulsor criogénico. La evaporación del propulsor criogénico después de solo unos días de retraso puede no permitir la inyección de combustible suficiente en una órbita más alta, lo que podría provocar el aborto de la misión. Las misiones a la Luna o a Marte requerirán semanas o meses para acumular decenas de miles a cientos de miles de kilogramos de propulsor, por lo que puede requerirse equipo adicional en la etapa de transferencia o en el depósito para mitigar la evaporación.
Los propulsores líquidos para cohetes no criogénicos almacenables en la Tierra, incluidos el RP-1 ( queroseno ), la hidracina y el tetróxido de nitrógeno (NTO), y los propulsores ligeramente criogénicos almacenables en el espacio, como el metano líquido y el oxígeno líquido , se pueden mantener en forma líquida con menos ebullición que los combustibles criogénicos, pero también tienen un impulso específico menor. [6] Además, los propulsores gaseosos o supercríticos, como los utilizados por los propulsores iónicos, incluyen el xenón , el argón , [7] [8] y el bismuto . [9]
El ex administrador de la NASA Mike Griffin comentó en la 52ª Reunión Anual de la AAS en Houston, Texas, en noviembre de 2005, que "a un precio gubernamental conservadoramente bajo de 10.000 dólares por kg en LEO, 250 TM de combustible para dos misiones por año valen 2.500 millones de dólares, a precios gubernamentales". [10]
En la arquitectura centrada en el depósito, el depósito se llena con buques cisterna y luego el propulsor se transfiere a una etapa superior antes de la inserción en órbita, de manera similar a una estación de servicio llena de buques cisterna para automóviles. Al utilizar un depósito, se puede reducir el tamaño del vehículo de lanzamiento y aumentar la velocidad de vuelo. Dado que la acumulación de propulsor puede tardar muchas semanas o meses, se debe prestar especial atención a la mitigación de la evaporación.
En términos simples, un depósito criogénico pasivo es una etapa de transferencia con tanques de combustible estirados, aislamiento adicional y un parasol. En un concepto, la evaporación del hidrógeno también se redirige para reducir o eliminar la evaporación del oxígeno líquido y luego se utiliza para el control de actitud, la potencia o el reimpulso. Un depósito criogénico activo es un depósito pasivo con energía adicional y equipo de refrigeración/crioenfriadores para reducir o eliminar la evaporación del combustible. [11] Otros conceptos de depósito criogénico activo incluyen equipo de control de actitud alimentado eléctricamente para conservar combustible para la carga útil final.
En la arquitectura de transporte pesado, el propulsor, que puede representar dos tercios o más de la masa total de la misión, se acumula en menos lanzamientos y posiblemente en un período de tiempo más corto que en la arquitectura centrada en el depósito. Normalmente, la etapa de transferencia se llena directamente y no se incluye ningún depósito en la arquitectura. En el caso de los vehículos criogénicos y los depósitos criogénicos, normalmente se incluye equipo adicional de mitigación de evaporación en la etapa de transferencia, lo que reduce la fracción de carga útil y requiere más propulsor para la misma carga útil a menos que se gaste el hardware de mitigación.
En esta presentación en PowerPoint del Dr. Alan Wilhite presentada en FISO Telecon, se compara el uso de la elevación pesada con el de los depósitos de propulsores y de lanzamiento comercial. [12]
Tanto los estudios teóricos como los proyectos de desarrollo financiados que se encuentran actualmente en curso tienen como objetivo proporcionar información sobre la viabilidad de los depósitos de combustible. Los estudios han demostrado que una arquitectura centrada en depósitos con vehículos de lanzamiento más pequeños podría resultar 57.000 millones de dólares más barata que una arquitectura de carga pesada en un período de 20 años. [13] El costo de los vehículos de lanzamiento grandes es tan alto que un depósito capaz de albergar el combustible transportado por dos o más vehículos de lanzamiento de tamaño mediano puede resultar rentable y soportar una mayor masa de carga útil en trayectorias de órbita más allá de la Tierra .
En un estudio de la NASA de 2010, se requirió un vuelo adicional de un vehículo de lanzamiento pesado Ares V para realizar una misión de referencia del gobierno de los EE. UU. a Marte debido a 70 toneladas de ebullición, asumiendo una ebullición del 0,1 %/día para el propulsor hidrolox . [14] El estudio identificó la necesidad de disminuir la tasa de ebullición de diseño en un orden de magnitud o más.
Los enfoques para el diseño de depósitos de combustible en órbita terrestre baja (LEO) también se analizaron en el informe Augustine de 2009 a la NASA , que "examinó los conceptos [entonces] vigentes para el reabastecimiento de combustible en el espacio". [15] El informe determinó que existen esencialmente dos enfoques para reabastecer una nave espacial en LEO: [15]
Ambos enfoques se consideraron viables con la tecnología de los vuelos espaciales de 2009, pero se previó que se requeriría un mayor desarrollo de ingeniería y una demostración en el espacio antes de que las misiones pudieran depender de la tecnología. Se consideró que ambos enfoques ofrecían el potencial de ahorros a largo plazo en el ciclo de vida. [15]
En 2010, United Launch Alliance (ULA) propuso su avión cisterna Advanced Cryogenic Evolved Stage (ACES), un concepto que data del trabajo de Boeing en 2006, [16] dimensionado para transportar hasta 73 toneladas (161.000 lb) de propulsor; en un diseño inicial, se propuso un primer vuelo para no antes de 2023, con un uso inicial como avión cisterna de propulsor potencialmente a partir de mediados de la década de 2020. [17] [18] ACES no fue financiado, pero algunas de las ideas se utilizaron en la etapa Centaur del cohete Vulcan Centaur .
Más allá de los estudios teóricos, desde al menos 2017, SpaceX ha emprendido el desarrollo financiado de un conjunto de tecnologías interplanetarias . Si bien la arquitectura de la misión interplanetaria consiste en una combinación de varios elementos que SpaceX considera clave para hacer posibles los vuelos espaciales de larga duración más allá de la órbita terrestre (BEO) al reducir el costo por tonelada entregada a Marte en varios órdenes de magnitud sobre lo que han logrado los enfoques de la NASA, [19] [20] [21] la recarga de propulsores en órbita es uno de los cuatro elementos clave. En una arquitectura de misión novedosa, el diseño de SpaceX pretende permitir que la nave espacial de largo viaje gaste casi toda su carga de propulsor durante el lanzamiento a la órbita baja de la Tierra mientras sirve como la segunda etapa de la nave espacial Starship de SpaceX , y luego, después de recargarse en órbita mediante múltiples tanques de Starship, proporcione la gran cantidad de energía necesaria para poner la nave espacial en una trayectoria interplanetaria. El buque cisterna Starship está diseñado para transportar aproximadamente 100 toneladas (220.000 libras) de propulsor a la órbita baja de la Tierra. [22] [ Se necesita una mejor fuente ] En abril de 2021, la NASA seleccionó la nave espacial lunar SpaceX con reabastecimiento de combustible en órbita para su sistema inicial de aterrizaje humano en la Luna. [23]
Debido a que una gran parte de un cohete es propulsor en el momento del lanzamiento, los defensores señalan varias ventajas de utilizar una arquitectura de depósito de propulsor. Las naves espaciales podrían lanzarse sin combustible y, por lo tanto, requerirían menos masa estructural, [24] o el propio depósito cisterna podría servir como segunda etapa en el lanzamiento cuando sea reutilizable. [22] Se puede crear un mercado en órbita para el reabastecimiento de combustible donde se produzca competencia para entregar propulsor al precio más bajo, y también puede permitir una economía de escala al permitir que los cohetes existentes vuelen con más frecuencia para reabastecer el depósito. [24] Si se utiliza junto con una instalación minera en la Luna , se podría exportar agua o propulsor de vuelta al depósito, lo que reduciría aún más el costo del propulsor. [25] [26] Un programa de exploración basado en una arquitectura de depósito podría ser menos costoso y más capaz, sin necesitar un cohete específico o un transporte pesado como el SLS [13] [24] [27] [28] [29] para soportar múltiples destinos como la Luna, los puntos de Lagrange, los asteroides y Marte. [30]
Estudios de la NASA en 2011 mostraron alternativas más rápidas y de menor costo que el Sistema de Lanzamiento de Carga Pesada y enumeraron las siguientes ventajas: [27]
Los depósitos de propulsores se propusieron como parte del Sistema de Transporte Espacial (junto con "remolcadores" nucleares para llevar cargas útiles desde LEO a otros destinos) a mediados de la década de 1960. [31]
En octubre de 2009, la Fuerza Aérea de los Estados Unidos y United Launch Alliance (ULA) realizaron una demostración experimental en órbita en una etapa superior modificada del Centaur en el lanzamiento del DMSP-18 para mejorar "la comprensión de la sedimentación y el chapoteo del propulsor , el control de la presión, la reducción de la temperatura del RL10 y las operaciones de apagado en dos fases del RL10". "El peso ligero del DMSP-18 permitió 12.000 libras (5.400 kg) de propulsor de O2 líquido y H2 líquido restantes , el 28 % de la capacidad del Centaur", para las demostraciones en órbita . La extensión de la misión posterior a la nave espacial duró 2,4 horas antes de ejecutar la quema de salida de órbita . [32]
El Programa de Servicios de Lanzamiento de la NASA está trabajando en un experimento de dinámica de fluidos de chapoteo en curso con socios llamado CRYOTE. A partir de 2010 [actualizar], ULA también está planeando experimentos de laboratorio adicionales en el espacio para desarrollar aún más las tecnologías de gestión de fluidos criogénicos utilizando la etapa superior Centaur después de la separación de la carga útil primaria. Llamado CRYOTE, o CRYogenic Orbital TEstbed, será un banco de pruebas para demostrar una serie de tecnologías necesarias para los depósitos de propulsores criogénicos, con varias demostraciones a pequeña escala planificadas para 2012-2014. [33] En agosto de 2011 [actualizar], ULA dijo que esta misión podría lanzarse tan pronto como en 2012 si se financia. [34] Las demostraciones a pequeña escala de ULA CRYOTE están destinadas a conducir a una demostración de tecnología insignia de criosat a gran escala de ULA en 2015. [33]
El Grupo de Trabajo de Operaciones Futuras en el Espacio (FISO), un consorcio de participantes de la NASA, la industria y el mundo académico, discutió los conceptos y planes de depósitos de combustible en varias ocasiones en 2010, [35] con presentaciones de ubicaciones óptimas de depósitos para la exploración espacial humana más allá de la órbita terrestre baja, [36] una propuesta de depósito de combustible de primera generación más simple (vehículo único) [33] y seis importantes tecnologías relacionadas con depósitos de combustible para el transporte cislunar reutilizable. [37]
La NASA también tiene planes para perfeccionar técnicas que permitan y mejoren los vuelos espaciales que utilizan depósitos de combustible en la "Misión CRYOSTAT (CRYOGENIC Propellant Storage And Transfer)". Se esperaba que el vehículo CRYOSTAT fuera lanzado a LEO en 2015. [38]
La arquitectura CRYOSTAT comprende tecnologías de las siguientes categorías: [38]
La misión "Simple Depot" fue propuesta por la NASA en 2011 como una posible primera misión PTSD, con lanzamiento no antes de 2015, en un Atlas V 551. Simple Depot utilizaría el tanque LH2 de la etapa superior Centaur "usado" (casi vacío) para el almacenamiento a largo plazo de LO2, mientras que el LH2 se almacenaría en el módulo Simple Depot LH2, que se lanzaría solo con helio gaseoso a temperatura ambiente en su interior. El tanque SD LH2 tendría 3 metros (9,8 pies) de diámetro y 16 metros (52 pies) de largo, 110 metros cúbicos (3.900 pies cúbicos) de volumen y almacenaría 5 mT de LH2. "Con una relación de mezcla útil (MR) de 6:1, esta cantidad de LH2 se puede combinar con 25,7 mT de LO2, lo que permite utilizar 0,7 mT de LH2 para refrigeración por vapor, para una masa de propulsor útil total de 30 mT. ... el depósito descrito tendría una tasa de ebullición cercana al 0,1 por ciento por día y estaría compuesto enteramente de hidrógeno". [39]
En septiembre de 2010, ULA publicó un concepto de Arquitectura de Transporte Espacial Basada en Depósitos para proponer depósitos de propulsor que podrían usarse como estaciones de paso para que otras naves espaciales se detengan y reabastezcan de combustible, ya sea en órbita terrestre baja (LEO) para misiones más allá de LEO, o en el punto de Lagrange L 2 para misiones interplanetarias, en la conferencia AIAA Space 2010. El concepto propone que el hidrógeno gaseoso residual, un subproducto inevitable del almacenamiento de hidrógeno líquido a largo plazo en el entorno de calor radiativo del espacio , se podría usar como monopropulsor en un sistema de propulsión solar-térmica . El hidrógeno residual se usaría productivamente tanto para el mantenimiento de la posición orbital como para el control de actitud , así como para proporcionar propulsor y empuje limitados para usar en maniobras orbitales para un mejor encuentro con otras naves espaciales que se dirigieran para recibir combustible del depósito. [40] Como parte de la arquitectura de transporte espacial basada en depósitos, la ULA ha propuesto el cohete de etapa superior Advanced Common Evolved Stage (ACES) . El hardware de ACES está diseñado desde el principio como un depósito de combustible en el espacio que podría usarse como estaciones de paso para que otros cohetes se detengan y reabastezcan de combustible en el camino a misiones más allá de LEO o interplanetarias , y para proporcionar la capacidad técnica de alta energía para la limpieza de desechos espaciales . [16]
En agosto de 2011, la NASA asumió un compromiso contractual significativo con el desarrollo de la tecnología de depósitos de combustible [1] al financiar a cuatro compañías aeroespaciales para "definir misiones de demostración que validarían el concepto de almacenar combustibles criogénicos en el espacio para reducir la necesidad de grandes vehículos de lanzamiento para la exploración del espacio profundo". [41] Estos contratos de estudio para almacenar/transferir combustibles criogénicos y depósitos criogénicos se firmaron con Analytical Mechanics Associates , Boeing , Lockheed Martin y Ball Aerospace . Cada compañía iba a recibir 600.000 dólares estadounidenses en virtud del contrato. [41] [ necesita actualización ]
En abril de 2021, la NASA seleccionó la nave espacial SpaceX Lunar Starship con reabastecimiento de combustible en órbita para su sistema inicial de aterrizaje humano en la Luna. [23] En 2022, se estaba planificando una nave espacial con depósito de combustible más grande para la Lunar Starship HLS.
La Agencia Espacial China (CNSA) realizó su primera prueba de reabastecimiento de combustible en órbita de satélite a satélite en junio de 2016. [42]
Existen varios problemas de diseño con los depósitos de combustible, así como varias tareas que, hasta la fecha, no se han probado en el espacio para misiones de mantenimiento en órbita . Los problemas de diseño incluyen la sedimentación y transferencia de combustible, el uso de combustible para el control de actitud y el reimpulso, la madurez del equipo de refrigeración/crioenfriadores, y la potencia y masa requeridas para depósitos de ebullición reducida o nula con refrigeración.
La transferencia de combustible líquido en condiciones de microgravedad se complica por la distribución incierta de líquidos y gases dentro de un tanque. Por lo tanto, la sedimentación del combustible en un depósito en el espacio es más difícil que incluso en un campo de gravedad leve. ULA planea utilizar la misión DMSP -18 para probar en vuelo la sedimentación centrífuga del combustible como una técnica de gestión criogénica del combustible que podría utilizarse en futuros depósitos de combustible. [43] La misión Simple Depot PTSD propuesta utilizaría varias técnicas para lograr una sedimentación adecuada para la transferencia de combustible. [39]
En ausencia de gravedad, la transferencia de propulsor es algo más difícil, ya que los líquidos pueden flotar lejos de la entrada.
Como parte de la misión Orbital Express en 2007, se transfirió con éxito el propulsor de hidracina entre dos naves espaciales de demostración de tecnología diseñadas para un solo propósito. La nave espacial de servicio de Boeing ASTRO transfirió el propulsor a la nave espacial cliente de servicio de Ball Aerospace, NEXTSat . Dado que no había tripulación presente en ninguna de las naves espaciales, se informó que esta fue la primera transferencia de fluido autónoma de nave espacial a nave espacial. [44]
Una vez que el combustible se ha transferido a un cliente, será necesario rellenar los tanques del depósito. La organización de la construcción y el lanzamiento de los cohetes cisterna que transportan el nuevo combustible es responsabilidad del operador del depósito de combustible. Dado que las agencias espaciales como la NASA esperan ser compradores en lugar de propietarios, los posibles operadores incluyen la empresa aeroespacial que construyó el depósito, los fabricantes de los cohetes, una empresa especializada en depósitos espaciales o una empresa petrolera o química que refine el combustible. Al utilizar varios cohetes cisterna, estos pueden ser más pequeños que el depósito y más grandes que la nave espacial a la que se pretende reabastecer. Los remolcadores de propulsión química de corto alcance que pertenecen al depósito pueden utilizarse para simplificar el acoplamiento de cohetes cisterna y vehículos grandes como los vehículos de transferencia a Marte.
Las transferencias de propulsor entre un depósito LEO, al que se puede llegar con cohetes desde la Tierra, y los posibles depósitos en el espacio profundo, como los de Lagrange Point y Fobos, se podrían realizar utilizando remolcadores de propulsión eléctrica solar (SEP). [45]
Actualmente se están desarrollando o proponiendo dos misiones para apoyar la recarga del depósito de propulsor.
En 1962, ST Demetriades [47] propuso un método para rellenar el depósito mediante la recolección de gases atmosféricos. Moviéndose en una órbita terrestre baja , a una altitud de alrededor de 120 km, el depósito propuesto por Demetriades extrae aire de los márgenes de la atmósfera, lo comprime y lo enfría, y extrae oxígeno líquido. El nitrógeno restante se utiliza como propulsor para un motor magnetohidrodinámico de propulsión nuclear , que mantiene la órbita, compensando la resistencia atmosférica . [47] Este sistema se llamó "PROFAC" ( PROpulsive Fluid ACcumulator ). [48] Sin embargo, existen preocupaciones de seguridad con la colocación de un reactor nuclear en la órbita terrestre baja.
La propuesta de Demetriades fue refinada por Christopher Jones y otros [49]. En esta propuesta, múltiples vehículos de recolección acumulan gases propulsores a una altitud de alrededor de 120 km, para luego transferirlos a una órbita más alta. Sin embargo, la propuesta de Jones requiere una red de satélites orbitales que emitan energía , para evitar colocar reactores nucleares en órbita.
Los asteroides también pueden procesarse para proporcionar oxígeno líquido. [50]
Los depósitos de combustible en LEO son de poca utilidad para la transferencia entre dos órbitas terrestres bajas cuando el depósito está en un plano orbital diferente al de la órbita objetivo. El delta-v para hacer el cambio de plano necesario es típicamente extremadamente alto. Por otro lado, los depósitos se proponen típicamente para misiones de exploración, donde el cambio en el tiempo de la órbita del depósito se puede elegir para alinearse con el vector de salida. Esto permite un tiempo de salida bien alineado que minimiza el uso de combustible que requiere una salida en un tiempo muy preciso. Existen tiempos de salida menos eficientes desde el mismo depósito al mismo destino antes y después de la oportunidad bien alineada, pero se requiere más investigación para mostrar si la eficiencia cae rápida o lentamente. [ cita requerida ] Por el contrario, el lanzamiento directo en un solo lanzamiento desde el suelo sin reabastecimiento orbital o acoplamiento con otra nave que ya está en órbita ofrece oportunidades de lanzamiento diarias, aunque requiere lanzadores más grandes y más costosos. [ 51 ]
Las restricciones en las ventanas de salida surgen porque las órbitas terrestres bajas son susceptibles a perturbaciones significativas; incluso durante períodos cortos están sujetas a regresión nodal y, menos importante, a precesión del perigeo. Los depósitos ecuatoriales son más estables, pero también más difíciles de alcanzar. [51]
Se han descubierto nuevos enfoques para transferencias orbitales interplanetarias desde LEO, donde se utiliza una transferencia orbital de tres quemados, que incluye un cambio de plano en el apogeo en una órbita de fase altamente elíptica, en la que el delta-v incremental es pequeño (normalmente menos del cinco por ciento del delta-v total), "lo que permite salidas a destinos en el espacio profundo [aprovechando] un depósito en LEO" y brindando oportunidades de salida frecuentes. [52] Más específicamente, se ha demostrado que la estrategia de salida de tres quemados permite que un solo depósito LEO en una órbita con inclinación de la ISS (51 grados) envíe nueve naves espaciales a "nueve objetivos interplanetarios diferentes [donde el depósito no necesita] realizar ninguna maniobra de fase para alinearse con ninguna de las asíntotas de salida ... [incluyendo la habilitación] de extender los beneficios económicos del lanzamiento de pequeños satélites dedicados a misiones interplanetarias". [53]
La evaporación de los propulsores criogénicos en el espacio se puede mitigar tanto mediante soluciones tecnológicas como mediante la planificación y el diseño a nivel de sistema . Desde una perspectiva técnica: para que un depósito de propulsores con un sistema de aislamiento pasivo almacene eficazmente fluidos criogénicos , la evaporación causada por el calentamiento solar y de otras fuentes se debe mitigar, eliminar [43] o utilizar con fines económicos. [16] En el caso de los propulsores no criogénicos, la evaporación no es un problema de diseño significativo.
La tasa de evaporación depende de la pérdida de calor y de la cantidad de propulsor en los tanques. Con tanques parcialmente llenos, el porcentaje de pérdida es mayor. La pérdida de calor depende del área de superficie, mientras que la masa original de propulsor en los tanques depende del volumen. Por lo tanto, según la ley del cubo-cuadrado , cuanto más pequeño sea el tanque, más rápido se evaporarán los líquidos. Algunos diseños de tanques de propulsor han logrado una tasa de evaporación de hidrógeno líquido tan baja como aproximadamente 0,13% por día (3,8% por mes), mientras que el fluido criogénico de oxígeno líquido a temperatura mucho más alta evaporaría mucho menos, aproximadamente 0,016% por día (0,49% por mes). [54]
Es posible lograr cero evaporación (ZBO) con el almacenamiento de combustible criogénico utilizando un sistema de control térmico activo. Las pruebas realizadas en la Instalación de Investigación de Aislamiento Multicapa Suplementario (SMIRF) del Centro de Investigación Lewis de la NASA durante el verano de 1998 demostraron que un sistema de control térmico híbrido podría eliminar la evaporación de los combustibles criogénicos. El hardware consistía en un tanque presurizado de 50 pies cúbicos (1400 litros) aislado con 34 capas de aislamiento , un condensador y un refrigerador criogénico Gifford-McMahon (GM) que tiene una capacidad de enfriamiento de 15 a 17,5 vatios (W). El hidrógeno líquido fue el fluido de prueba. El tanque de prueba se instaló en una cámara de vacío, simulando el vacío espacial. [55]
En 2001, se puso en marcha un esfuerzo conjunto entre el Centro de Investigación Ames de la NASA , el Centro de Investigación Glenn y el Centro Marshall de Vuelos Espaciales (MSFC) para desarrollar conceptos de ZBO para el almacenamiento criogénico en el espacio. El elemento principal del programa fue una demostración de ZBO a gran escala utilizando el banco de pruebas de hidrógeno multipropósito (MHTB) del MSFC: un tanque de H2 de 18,10 m3 L ( aproximadamente 1300 kg de H2 ). Se interconectó un crioenfriador comercial con un mezclador de barra rociadora MHTB existente y un sistema de aislamiento de manera que permitiera un equilibrio entre la energía térmica entrante y extraída. [56]
Otro estudio de la NASA de junio de 2003 para una misión conceptual a Marte mostró ahorros de masa en comparación con el almacenamiento criogénico pasivo tradicional cuando las duraciones de la misión son de 5 días en LEO para el oxígeno, 8,5 días para el metano y 64 días para el hidrógeno. Las misiones más largas equivalen a mayores ahorros de masa. El xenón criogénico ahorra masa en comparación con el almacenamiento pasivo casi inmediatamente. Cuando ya se dispone de energía para hacer funcionar el ZBO, las duraciones de la misión de equilibrio son incluso más cortas, por ejemplo, alrededor de un mes para el hidrógeno. Cuanto más grande sea el tanque, menos días en LEO cuando el ZBO ha reducido la masa. [57]
Además de las soluciones técnicas al problema de la evaporación excesiva de los propulsores criogénicos para cohetes, se han propuesto soluciones a nivel de sistema. Desde una perspectiva de sistemas, las reducciones en el tiempo de espera del almacenamiento criogénico de H2 líquido para lograr, de manera efectiva, una entrega justo a tiempo a cada cliente, combinadas con la tecnología de refinería equilibrada para dividir la materia prima almacenable a largo plazo (agua) en el LOX / LH2 estequiométrico necesario, son teóricamente capaces de lograr una solución a nivel de sistema para la evaporación. Se han sugerido propuestas de este tipo como complemento de buenas técnicas tecnológicas para reducir la evaporación, pero no reemplazarían la necesidad de soluciones tecnológicas de almacenamiento eficientes. [58]
United Launch Alliance (ULA) ha propuesto un depósito criogénico que utilizaría un parasol cónico para proteger los combustibles fríos de la radiación solar y terrestre. El extremo abierto del cono permite que el calor residual irradie hacia el frío del espacio profundo, mientras que las capas cerradas del cono atenúan el calor radiativo del Sol y la Tierra. [59]
Otros problemas son la fragilización por hidrógeno , un proceso por el cual algunos metales (incluidos el hierro y el titanio ) se vuelven frágiles y se fracturan tras la exposición al hidrógeno. Las fugas resultantes dificultan el almacenamiento de propulsores criogénicos en condiciones de gravedad cero. [60]
A principios de la década de 2010, se pusieron en marcha varios proyectos de reabastecimiento de combustible en el espacio. En 2010 , dos iniciativas privadas y una misión de prueba patrocinada por el gobierno se encontraban en algún nivel de desarrollo[actualizar] o prueba .
La Misión de Reabastecimiento Robótico de la NASA (RRM) se lanzó en 2011 y completó con éxito una serie de experimentos de transferencia de propulsor accionados robóticamente en la plataforma de instalaciones expuestas de la Estación Espacial Internacional en enero de 2013. [61]
El conjunto de experimentos incluía una serie de válvulas de propulsión , boquillas y sellos similares a los utilizados en muchos satélites y una serie de cuatro herramientas prototipo que podían unirse al extremo distal de un brazo robótico de la Estación Espacial . Cada herramienta era un prototipo de "dispositivos que podrían ser utilizados por futuras misiones de servicio de satélites para reabastecer naves espaciales en órbita. RRM es la primera demostración de reabastecimiento en el espacio que utiliza una plataforma y una válvula de combustible representativas de la mayoría de los satélites existentes, que nunca fueron diseñados para reabastecerse. Otras demostraciones de servicio de satélites, como la misión Orbital Express del ejército estadounidense en 2007, transfirieron propulsor entre satélites con bombas y conexiones especialmente construidas". [61]
En marzo de 2010 se estaba desarrollando [actualizar]un proyecto de demostración de reabastecimiento de combustible a pequeña escala para fluidos del sistema de control de reacción (RCS). La corporación canadiense MDA anunció a principios de 2010 que estaba diseñando una sola nave espacial que reabastecería de combustible a otras naves espaciales en órbita como demostración de servicio a satélites. "El modelo de negocio, que todavía está evolucionando, podría pedir a los clientes que paguen por kilogramo de combustible agregado con éxito a su satélite, y el precio por kilogramo sería una función de los ingresos adicionales que el operador puede esperar generar a partir de la vida operativa prolongada de la nave espacial". [62]
El plan es que el vehículo de depósito de combustible maniobraría hasta un satélite de comunicaciones operativo , se acoplaría al motor de impulso de apogeo del satélite objetivo , retiraría una pequeña parte de la manta de protección térmica de la nave espacial objetivo, se conectaría a una línea de presión de combustible y entregaría el propulsor. "Los funcionarios de la MDA estiman que la maniobra de acoplamiento dejaría al satélite de comunicaciones fuera de servicio durante unos 20 minutos". [62]
En marzo de 2011 [actualizar], MDA había conseguido un cliente importante para el proyecto de demostración inicial. Intelsat acordó comprar la mitad de los 2.000 kilogramos (4.400 libras) de carga útil de combustible que la nave espacial MDA llevaría a la órbita geoestacionaria . Tal compra agregaría entre dos y cuatro años de vida útil adicional para hasta cinco satélites Intelsat, suponiendo que se entreguen 200 kg de combustible a cada uno. [63] En marzo de 2010 [actualizar], la nave espacial podría estar lista para comenzar a reabastecer satélites de comunicación en 2015. [64] En enero de 2013 [actualizar], ningún cliente se había inscrito para una misión de reabastecimiento de combustible de MDA. [61]
En 2017, MDA anunció que estaba reiniciando su negocio de servicios satelitales, siendo el propietario y operador de satélites con sede en Luxemburgo SES SA su primer cliente. [65]
Existen alternativas de diseño competitivas para la transferencia de combustible RCS en el espacio . Es posible llevar combustible adicional a un activo espacial y utilizarlo para el control de actitud o el cambio de velocidad orbital, sin necesidad de transferirlo al activo espacial de destino.
El vehículo de extensión de misión ViviSat , también en desarrollo desde principios de la década de 2010, ilustra un enfoque alternativo que se conectaría al satélite objetivo de manera similar al SIS MDA, a través del motor de arranque, pero no transferiría combustible. En cambio, el vehículo de extensión de misión utilizaría "sus propios propulsores para proporcionar control de actitud para el objetivo". [66] ViviSat cree que su enfoque es más simple y puede operar a un costo menor que el enfoque de transferencia de propulsor MDA, al tiempo que tiene la capacidad técnica para acoplarse y dar servicio a un mayor número (90 por ciento) de los aproximadamente 450 satélites geoestacionarios en órbita. [66] A enero de 2013 , ningún cliente se había inscrito para una extensión de misión habilitada para ViviSat. [61][actualizar]
En 2015, Lockheed Martin propuso el remolcador espacial Júpiter . De construirse, Júpiter operaría en órbita terrestre baja transportando transportadores de carga hacia y desde la Estación Espacial Internacional , permaneciendo en órbita indefinidamente y reabasteciéndose a partir de naves de transporte posteriores que llevaran módulos de transporte de carga posteriores. [67]
En diciembre de 2018, Orbit Fab , una empresa emergente de Silicon Valley fundada a principios de 2018, realizó el primero de una serie de experimentos a la ISS para probar y demostrar tecnologías que permitan el reabastecimiento comercial en el espacio. Estas primeras rondas de pruebas utilizaron agua como simulador de propulsor. [68] En junio de 2021, Orbit Fab realizó el primer depósito de propulsor, el Tanker-001 Tenzing, que transportaba peróxido de hidrógeno en órbita sincrónica con el sol . [69]
.jpg/1280px-Orbital_propellant_depot_1970_concept_(MSFC-9902049).jpg)
{{cite web}}: Mantenimiento de CS1: ubicación ( enlace )La conceptualización del diseño de ACES ha estado en marcha en ULA durante muchos años. Aprovecha las características de diseño de las etapas superiores de la Segunda Etapa Criogénica (DCSS) Centaur y Delta y tiene la intención de complementar y quizás reemplazar estas etapas en el futuro. El ACES de referencia contendrá el doble de carga de propulsante de Centaur o 4m DCSS, lo que proporciona un aumento significativo del rendimiento en comparación con nuestras etapas superiores existentes. La carga de propulsante de referencia de 41 mT está contenida en una etapa de mamparo común de 5 m de diámetro que tiene aproximadamente la misma longitud que las etapas superiores existentes de ULA. El ACES se convertirá en la base de un sistema modular de etapas que satisfaga los requisitos de lanzamiento de una amplia variedad de usuarios. Una variante común es una versión alargada que contiene 73
t
de combustible.
Así que es un poco complicado. Porque tenemos que descubrir cómo mejorar el costo de los viajes a Marte en un cinco millones por ciento... se traduce en una mejora de aproximadamente 4 1/2 órdenes de magnitud. Estos son los elementos clave que se necesitan para lograr una mejora de 4 1/2 órdenes de magnitud. La mayor parte de la mejora provendría de la reutilización total, en algún lugar entre 2 y 2 1/2 órdenes de magnitud, y luego los otros 2 órdenes de magnitud provendrían de la recarga en órbita, la producción de propulsor en Marte y la elección del propulsor adecuado.
{{cite AV media}}: Mantenimiento de CS1: ubicación ( enlace )una misión LO2/LH2 PTSD (Demostración de transferencia y almacenamiento de propelente) para 2015. ... se lanzaría en un Atlas 551... [que] proporcionaría ~12 mT de residuos de Centaur (LH2 y LO2 combinados) en una órbita baja orbital (LEO) circular de 28,5 grados por 200 nm.
Un depósito práctico debe generar hidrógeno a una tasa mínima que coincida con las demandas de mantenimiento de la estación.
más de 40 tipos diferentes de sistemas de abastecimiento de combustible ... SIS llevará suficientes herramientas para abrir el 75 por ciento de los sistemas de abastecimiento de combustible a bordo de los satélites que ahora están en órbita geoestacionaria. ... la nave espacial SIS está diseñada para operar durante siete años en órbita, pero es probable que pueda operar mucho más tiempo. La clave del modelo de negocios es la capacidad de la MDA de lanzar contenedores de combustible de reemplazo que serían recogidos por SIS y utilizados para reabastecer docenas de satélites durante un período de años. Estos contenedores serían mucho más livianos que el vehículo SIS y, por lo tanto, mucho menos costosos de lanzar.
el vehículo de reabastecimiento se acoplaría al motor de apogeo del satélite objetivo, despegaría una sección de la manta de protección térmica de la nave, se conectaría a una línea de presión de combustible y entregaría el propulsor. Los funcionarios de MDA estiman que la maniobra de acoplamiento dejaría al satélite de comunicaciones fuera de servicio durante unos 20 minutos. ... El robot de servicio tendría una vida en órbita de unos cinco años y llevaría suficiente combustible para realizar 10 u 11 misiones de reabastecimiento de satélites o de limpieza orbital.
Si la nave espacial MDA funciona según lo planeado, Intelsat pagará un total de unos 200 millones de dólares a MDA. Esto supone que cuatro o cinco satélites recibirán alrededor de 200 kilogramos de combustible cada uno. ... El vuelo inaugural del vehículo se realizaría en un cohete Proton de International Launch Services, dijeron funcionarios de la industria. Un funcionario dijo que es probable que la nave espacial MDA, incluidos sus 2.000 kilogramos de combustible de reabastecimiento, pese alrededor de 6.000 kilogramos en el momento del lanzamiento.
MDA planea lanzar su vehículo de servicio de infraestructura espacial ("SIS") a una órbita casi geoestacionaria, donde prestará servicio a satélites comerciales y gubernamentales que necesiten combustible adicional, reposicionamiento u otro tipo de mantenimiento. ... MDA e Intelsat trabajarán juntas para finalizar las especificaciones y otros requisitos durante los próximos seis meses antes de que ambas partes autoricen la fase de construcción del programa. La primera misión de reabastecimiento de combustible estará disponible 3,5 años después del comienzo de la fase de construcción. ... Los servicios proporcionados por MDA a Intelsat en virtud de este acuerdo están valorados en más de 280 millones de dólares estadounidenses.
ViviSat, una nueva empresa conjunta al 50-50 de US Space y ATK, está comercializando una nave espacial de reabastecimiento de combustible para satélites que se conecta a una nave espacial objetivo utilizando el mismo enfoque de sonda en el motor de arranque que MDA, pero no transfiere su combustible. En cambio, el vehículo se convierte en un nuevo tanque de combustible, utilizando sus propios propulsores para proporcionar control de actitud para el objetivo. ... el concepto [de ViviSat] no está tan avanzado como el de MDA.
