Un cohete tripropelente es un cohete que utiliza tres propulsores , a diferencia de los diseños más comunes de cohetes bipropulsores o cohetes monopropulsores , que utilizan dos o un propulsor, respectivamente. Los sistemas tripopulsores pueden diseñarse para tener un impulso específico elevado y se han investigado para diseños de una sola etapa a órbita . Si bien Rocketdyne y Energomash han probado motores tripropelentes , no se ha lanzado ningún cohete tripropelente.
Hay dos tipos diferentes de cohetes tripropelentes. Uno es un motor de cohete que mezcla tres corrientes separadas de propulsores, quemando los tres propulsores simultáneamente. El otro tipo de cohete tripropelente es aquel que utiliza un oxidante pero dos combustibles , quemando los dos combustibles en secuencia durante el vuelo.
Los sistemas tripropelentes simultáneos a menudo implican el uso de un aditivo metálico de alta densidad energética, como berilio o litio , con los sistemas bipropelentes existentes. En estos motores, la quema del combustible con el oxidante proporciona la energía de activación necesaria para una reacción más enérgica entre el oxidante y el metal. Si bien el modelado teórico de estos sistemas sugiere una ventaja sobre los motores bipropulsores, varios factores limitan su implementación práctica, incluida la dificultad de inyectar metal sólido en la cámara de empuje ; limitaciones del transporte de calor , masa y momento entre fases ; y la dificultad de lograr y mantener la combustión del metal. [1]
En la década de 1960, Rocketdyne encendió un motor usando una mezcla de litio líquido, hidrógeno gaseoso y flúor líquido para producir un impulso específico de 542 segundos, probablemente el valor más alto medido para un motor de cohete químico. [2] [3]
En los cohetes tripropelentes secuenciales, el combustible se cambia durante el vuelo, por lo que el motor puede combinar el alto empuje de un combustible denso como el queroseno al principio del vuelo con el alto impulso específico de un combustible más ligero como el hidrógeno líquido (LH2) más adelante en el vuelo. El resultado es un único motor que proporciona algunos de los beneficios de la puesta en escena .
Por ejemplo, inyectar una pequeña cantidad de hidrógeno líquido en un motor que quema queroseno puede producir mejoras significativas en los impulsos específicos sin comprometer la densidad del propulsor. Esto quedó demostrado cuando el RD-701 logró un impulso específico de 415 segundos en el vacío (más alto que el LH2/LOX RS-68 puro ), donde un motor de queroseno puro con una relación de expansión similar alcanzaría entre 330 y 340 segundos. [4]
Aunque el hidrógeno líquido proporciona el mayor impulso específico de los posibles combustibles para cohetes, también requiere enormes estructuras para contenerlo debido a su baja densidad. Estas estructuras pueden pesar mucho, compensando en cierta medida el peso ligero del combustible en sí, y también provocan una mayor resistencia en la atmósfera. Si bien el queroseno tiene un impulso específico más bajo, su mayor densidad da como resultado estructuras más pequeñas, lo que reduce la masa del escenario y, además, reduce las pérdidas por resistencia atmosférica . Además, los motores a base de queroseno generalmente proporcionan un mayor empuje , lo cual es importante para el despegue, ya que reduce la resistencia a la gravedad . Entonces, en términos generales, existe un "punto óptimo" en la altitud donde un tipo de combustible se vuelve más práctico que el otro.
Los diseños de cohetes tradicionales aprovechan este punto óptimo mediante la puesta en escena. Por ejemplo, los Saturn V utilizaban una etapa inferior impulsada por RP-1 (queroseno) y etapas superiores impulsadas por LH2. Algunos de los primeros esfuerzos de diseño del transbordador espacial utilizaron diseños similares, con una etapa usando queroseno hacia la atmósfera superior, donde una etapa superior alimentada por LH2 se encendería y continuaría desde allí. El diseño posterior del Shuttle es algo similar, aunque utilizó cohetes sólidos para sus etapas inferiores.
Los cohetes SSTO podrían simplemente llevar dos juegos de motores, pero esto significaría que la nave espacial llevaría uno u otro juego "apagado" durante la mayor parte del vuelo. Con motores lo suficientemente livianos, esto podría ser razonable, pero un diseño SSTO requiere una fracción de masa muy alta y, por lo tanto, tiene márgenes muy estrechos para peso adicional.
En el despegue, el motor normalmente quema ambos combustibles, cambiando gradualmente la mezcla según la altitud para mantener "afinada" la columna de escape (una estrategia similar en concepto a la boquilla de bujía pero que utiliza una campana normal ), y eventualmente cambia por completo a LH2 una vez que el queroseno está quemado. En ese punto, el motor es en gran medida un motor LH2/LOX directo , con una bomba de combustible adicional colgando de él.
El concepto fue explorado por primera vez en los EE. UU. por Robert Salkeld, quien publicó el primer estudio sobre el concepto en Mixed-Mode Propulsion for the Space Shuttle , Astronautics & Aeronautics , que se publicó en agosto de 1971. Estudió varios diseños que utilizaban dichos motores. , tanto terrestres como algunos lanzados desde el aire desde grandes aviones a reacción . Concluyó que los motores tripropelentes producirían ganancias de más del 100% (esencialmente el doble) en la fracción de carga útil , reducciones de más del 65% en el volumen de propulsor y más del 20% en peso seco. Una segunda serie de diseños estudió la sustitución de los SRB del Shuttle por propulsores tripropelentes , en cuyo caso el motor redujo casi a la mitad el peso total de los diseños. Su último estudio completo fue sobre el Avión Cohete Orbital que utilizaba tripropelente y (en algunas versiones) una boquilla de tapón, lo que dio como resultado una nave espacial sólo un poco más grande que un Lockheed SR-71 , capaz de operar desde pistas de aterrizaje tradicionales. [5]
Los motores tripopulsores se construyeron en Rusia . Kosberg y Glushko desarrollaron varios motores experimentales en 1988 para un avión espacial SSTO llamado MAKS , pero tanto los motores como el MAKS fueron cancelados en 1991 debido a la falta de financiación. Sin embargo, el RD-701 de Glushko fue construido y probado, y aunque hubo algunos problemas, Energomash considera que los problemas son completamente solucionables y que el diseño representa una forma de reducir los costos de lanzamiento aproximadamente 10 veces. [4]