Un cohete propulsor de combustible líquido ( LRB ) utiliza combustible líquido y oxidante para dar a un cohete propulsado por líquido o híbrido un impulso adicional en el despegue y/o aumentar la carga útil total que puede transportar. Está unido al costado de un cohete. A diferencia de los cohetes propulsores de combustible sólido , los LRB se pueden reducir si los motores están diseñados para permitirlo y se pueden apagar de manera segura en caso de emergencia para tener opciones de escape adicionales en vuelos espaciales tripulados . [ cita requerida ]
En 1926, el científico estadounidense Robert Goddard había construido y probado con éxito el primer cohete que utilizaba combustible líquido en Auburn, Massachusetts . [ cita requerida ]
Para el misil R-7 Semyorka de la era de la Guerra Fría, que luego evolucionó hasta convertirse en el cohete Soyuz , se eligió este concepto porque permitía encender todos sus numerosos motores de cohete y verificar su funcionamiento mientras estaban en la plataforma de lanzamiento . [ cita requerida ]
El cohete soviético Energia de la década de 1980 utilizó cuatro propulsores de combustible líquido Zenit para lanzar tanto el Buran como la estación de combate espacial experimental Polyus en dos lanzamientos separados. [ cita requerida ]
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 requerida ]
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 comienzo del programa de desarrollo del transbordador espacial y después del accidente del Challenger , pero el transbordador continuó volando su cohete propulsor sólido hasta su retiro. [ cita requerida ]
Después de que el transbordador espacial se retiró, Pratt & Whitney Rocketdyne y Dynetics participaron en la "competencia de refuerzo avanzado" para el próximo vehículo con clasificación humana de la NASA, el Space Launch System (SLS), con un diseño de refuerzo conocido como " Pyrios ", que utilizaría dos motores de refuerzo F-1B más avanzados derivados del motor Rocketdyne F-1 LOX/RP-1 que impulsó la primera etapa del vehículo Saturno V en el programa Apolo . En 2012, se determinó que si se seleccionaba el refuerzo Pyrios de dos motores para el SLS Bloque 2, la carga útil podría ser de 150 toneladas métricas (t) a la órbita terrestre baja, 20 t más que el requisito mínimo del Congreso de 130 t a LEO para el SLS Bloque 2. [3] En 2013, se informó que, en comparación con el motor F-1, el motor F-1B tendría una eficiencia mejorada, sería más rentable y tendría 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 sobre 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. Entre ellos se encuentra el Long March 2F , que utiliza cuatro propulsores de cohetes líquidos, cada uno de ellos impulsado por un único motor de cohete hipergólico YF-20B . [6] La variante retirada Long March 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 Long March 7 y el Long March 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 reduce la potencia al 55 % para conservar combustible hasta la separación del refuerzo. [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", por la cual los motores del núcleo central se abastecerían de combustible y oxidante desde los dos núcleos laterales hasta su separación . [12] Hacer funcionar todos los motores a pleno empuje desde el lanzamiento, con combustible suministrado principalmente desde los propulsores laterales, agotaría los propulsores laterales antes, lo que permitiría su separación temprana para reducir la masa que se acelera. Esto dejaría la mayor parte del propulsor del núcleo central disponible después de la separación de los propulsores. [13] Musk declaró en 2016 que la alimentación cruzada no se implementaría. [14] En cambio, el propulsor central reduce la velocidad poco después del despegue para conservar combustible y reanuda el empuje completo después de que los propulsores laterales se hayan separado. [15]