Un cohete solar térmico es un sistema teórico de propulsión de una nave espacial que utilizaría la energía solar para calentar directamente la masa de reacción y, por lo tanto, no requeriría un generador eléctrico, como lo hacen la mayoría de las otras formas de propulsión con energía solar. El cohete sólo tendría que llevar los medios de captación de energía solar, como concentradores y espejos . El propulsor calentado sería alimentado a través de una boquilla de cohete convencional para producir empuje. El empuje de su motor estaría directamente relacionado con la superficie del colector solar y con la intensidad local de la radiación solar.
A corto plazo, se ha propuesto la propulsión solar térmica tanto para vehículos de lanzamiento de etapa superior criogénicos de vida más larga, de menor costo y más eficientes como para depósitos de propulsor en órbita . La propulsión solar térmica también es una buena candidata para su uso en remolcadores interorbitales reutilizables, ya que es un sistema de alta eficiencia y bajo empuje que puede repostarse con relativa facilidad.
Hay dos conceptos de propulsión solar térmica, que se diferencian principalmente en el método mediante el cual utilizan la energía solar para calentar el propulsor: [ cita necesaria ]
Debido a las limitaciones en la temperatura que pueden soportar los materiales del intercambiador de calor (aproximadamente 2800 K ), los diseños de absorción indirecta no pueden alcanzar impulsos específicos más allá de 900 segundos (9 kN·s/kg = 9 km/s) (o hasta 1000 segundos, ver abajo). Los diseños de absorción directa permiten temperaturas de propulsor más altas y, por lo tanto, impulsos específicos más altos, acercándose a los 1200 segundos. Incluso el impulso específico más bajo representa un aumento significativo con respecto al de los cohetes químicos convencionales ; sin embargo, un aumento que puede proporcionar ganancias sustanciales de carga útil (45 por ciento para una misión LEO a GEO ) a expensas de un mayor tiempo de viaje (14 días en comparación con 10 horas). [ cita necesaria ]
Se ha diseñado y fabricado hardware a pequeña escala para el Laboratorio de Propulsión de Cohetes de la Fuerza Aérea (AFRPL) para la evaluación de pruebas en tierra. [1] El SART ha investigado sistemas con 10 a 100 N de empuje. [2]
Se han propuesto vehículos de transferencia orbital reutilizables (OTV), a veces llamados remolcadores espaciales (interorbitales), propulsados por cohetes solares térmicos. Los concentradores de los remolcadores solares térmicos son menos susceptibles a la radiación en los cinturones de Van Allen que los paneles solares de los OTV eléctricos solares. [3]
En 2020 se demostró una prueba de concepto inicial con helio en el simulador solar del Laboratorio de Física Aplicada de la Universidad Johns Hopkins. [4]
La mayoría de los diseños propuestos para cohetes solares térmicos utilizan hidrógeno como propulsor debido a su bajo peso molecular que proporciona un excelente impulso específico de hasta 1000 segundos (10 kN·s/kg) utilizando intercambiadores de calor hechos de renio. [5]
El pensamiento convencional ha sido que el hidrógeno, aunque proporciona un impulso específico excelente, no se puede almacenar en el espacio. El trabajo de diseño realizado a principios de la década de 2010 ha desarrollado un enfoque para reducir sustancialmente la ebullición de hidrógeno y utilizar económicamente el pequeño producto de ebullición restante para las tareas necesarias en el espacio, logrando esencialmente cero ebullición (ZBO) desde un punto de vista práctico. [6] : pág. 3, 4, 7
También podrían usarse otras sustancias. El agua ofrece un rendimiento bastante pobre de 190 segundos (1,9 kN·s/kg), pero sólo requiere un equipo sencillo para purificarla y manipularla, y se puede almacenar en el espacio, y esto se ha propuesto muy seriamente para uso interplanetario, utilizando recursos in situ . [7]
Se ha propuesto amoníaco como propulsor. [8] Ofrece un impulso específico más alto que el agua, pero es fácilmente almacenable, con un punto de congelación de -77 grados Celsius y un punto de ebullición de -33,34 °C.
Una arquitectura de propulsión solar térmica supera a las arquitecturas que implican electrólisis y licuación de hidrógeno a partir de agua en más de un orden de magnitud, ya que la electrólisis requiere generadores de energía pesados, mientras que la destilación sólo requiere una fuente de calor simple y compacta (ya sea nuclear o solar); por lo que la tasa de producción de propulsor es correspondientemente mucho mayor para cualquier masa inicial dada de equipo. Sin embargo, su uso depende de tener ideas claras sobre la ubicación del hielo de agua en el sistema solar, particularmente en cuerpos lunares y asteroidales, y dicha información no se conoce, aparte de que se espera que los cuerpos dentro del cinturón de asteroides y más lejos del Sol ser rico en agua helada. [9] [10]
Se han propuesto cohetes solares térmicos [11] como sistema para poner en órbita una pequeña nave espacial personal. El diseño se basa en un dirigible de gran altitud que utiliza su envoltura para enfocar la luz solar en un tubo. Luego se introduce el propulsor, que probablemente sería amoníaco, para producir empuje. Los posibles defectos de diseño incluyen si el motor podría producir suficiente empuje para superar la resistencia y si el revestimiento de la aeronave no fallaría a velocidades hipersónicas. Esto tiene muchas similitudes con el dirigible orbital propuesto por JP Aerospace .
Hasta 2010 [actualizar], se habían presentado dos propuestas para utilizar la propulsión solar térmica en sistemas de naves espaciales posteriores al lanzamiento en el espacio.
Un concepto para proporcionar depósitos de propulsor en órbita terrestre baja (LEO) que podrían usarse como estaciones de paso para que otras naves espaciales se detengan y reposten en su camino hacia misiones más allá de LEO ha propuesto que el hidrógeno gaseoso desperdiciado, un subproducto inevitable del gas líquido a largo plazo. El almacenamiento de hidrógeno en el entorno de calor radiativo del espacio sería utilizable como monopropulsor en un sistema de propulsión solar térmica. El hidrógeno residual se utilizaría de manera productiva tanto para el mantenimiento de estaciones orbitales como para el control de actitud , además de proporcionar propulsor y empuje limitados para usar en maniobras orbitales para un mejor encuentro con otras naves espaciales que entrarían para recibir combustible del depósito. [6]
Los propulsores solares-térmicos monohélice de hidrógeno también son parte integral del diseño del cohete criogénico de etapa superior de próxima generación propuesto por la empresa estadounidense United Launch Alliance (ULA). La Etapa Evolucionada Común Avanzada (ACES) fue concebida como una etapa superior de menor costo, más capaz y más flexible que complementaría, y tal vez reemplazaría, los vehículos de etapa superior ULA Centaur y ULA Delta Cryogenic Second Stage (DCSS) existentes. La opción de fluidos integrados para vehículos ACES elimina todo el monopropulsor de hidracina y todo el presurizado de helio del vehículo espacial (normalmente utilizado para el control de actitud y el mantenimiento de la posición) y, en cambio, depende de propulsores monohélice solares térmicos que utilizan hidrógeno residual. [6] : pág. 5 [ necesita actualización ]
Gordon Woodcock y Dave Byers investigaron la viabilidad de varios viajes utilizando propulsión solar térmica en 2003. [ se necesita aclaración ] [12]
Una propuesta posterior en la década de 2010 fue la nave espacial Solar Moth que utilizaría espejos livianos para enfocar la radiación solar en un motor solar térmico. [13] [14]
el hidrógeno residual que se ha evaporado resulta ser el propulsor más conocido (como monopropulsor en un sistema básico de propulsión solar térmica) para esta tarea. Un depósito práctico debe generar hidrógeno a un ritmo mínimo que coincida con las demandas de mantenimiento de la estación.
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