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depósito de propulsores orbitales

Concepto artístico de 2011 de un depósito de combustible para cohetes propuesto en su momento por la United Launch Alliance, que incluía parasoles. Un depósito orbital de propul...

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Concepto artístico de 2011 de un depósito de combustible para cohetes propuesto en su momento por la United Launch Alliance, que incluía parasoles.

Un depósito orbital de propulsor es un depósito de propulsor 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 dependiendo del tipo de combustible que se va a suministrar, la ubicación o el tipo de depósito que también puede incluir un tanque de propulsor que entrega una sola carga a una nave espacial en una ubicación orbital específica y luego parte. Los depósitos de combustible en el espacio no necesariamente están ubicados cerca o en una estación espacial .

Entre los posibles usuarios de las instalaciones de reabastecimiento y almacenamiento de combustible en órbita se incluyen agencias espaciales , ministerios de defensa y empresas de satélites de comunicaciones u otras compañías comerciales .

Los depósitos de servicio de satélites prolongarían la vida útil de los satélites que casi han agotado su combustible para maniobras orbitales y que probablemente se encuentren en una órbita geoestacionaria . La nave espacial realizaría un encuentro espacial con el depósito, o viceversa , y luego transferiría el propulsor para usarlo en maniobras orbitales posteriores . En 2011, Intelsat mostró interés en una misión de demostración inicial para reabastecer de combustible a varios satélites en órbita geoestacionaria , pero todos los planes se han descartado desde entonces. [ 2 ]

La función principal de un depósito en órbita terrestre baja (LEO) sería proporcionar propulsor a una etapa de transferencia con destino a la Luna, Marte o, posiblemente, una órbita geosíncrona. Dado que se puede descargar la totalidad o una fracción del propulsor de la etapa de transferencia, 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 LEO o el llenado de un tanque, se puede reducir el tamaño del vehículo de lanzamiento y aumentar la frecuencia de vuelos; o, con una arquitectura de misión más reciente en la que la nave espacial más allá de la órbita terrestre también sirve como segunda etapa, se pueden facilitar cargas útiles mucho mayores, lo que podría reducir los costos totales de lanzamiento, ya que los costos fijos se distribuyen entre más vuelos y suelen ser menores con vehículos de lanzamiento más pequeños. También se podría ubicar un depósito en el punto de Lagrange Tierra-Luna 1 (EML-1) o detrás de la Luna en EML-2 para reducir los costos de viaje a la Luna o Marte . También se ha sugerido ubicar un depósito en la órbita de Marte. [ 3 ]

En 2024, en el tercer vuelo integrado de Starship , se demostró la transferencia intravehicular de propulsor en órbita, [ 4 ] se planea una misión de demostración de transferencia intervehicular de propulsor para 2026, [ 5 ] ya que esta capacidad es fundamental para aterrizar una tripulación en la Luna con el vehículo Starship HLS . [ 5 ]

Combustibles del depósito LEO

En el caso de los cohetes y vehículos espaciales, los propelentes suelen representar dos tercios o más de su masa total.

Los grandes motores de cohete de etapa superior suelen utilizar combustible criogénico como hidrógeno líquido y oxígeno líquido (LOX) como oxidante debido al gran impulso específico que permiten, pero deben considerar cuidadosamente un problema llamado "evaporación", o la evaporación del propulsor criogénico. La evaporación provocada por tan solo unos días de retraso puede no proporcionar suficiente combustible para la inyección en órbita superior, lo que podría resultar en la cancelación de la misión. Las misiones lunares o a Marte requerirán semanas o meses para acumular decenas o cientos de miles de kilogramos de propulsor, por lo que podría ser necesario 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 , pueden mantenerse en forma líquida con menor evaporación 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 ]

Costos de lanzamiento del propulsor

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 por kg en LEO, 250  [toneladas ] [ 10 ] de combustible para dos misiones por año tiene un valor de $2.5  mil millones, a tarifas gubernamentales". [ 11 ]

Arquitecturas y tipos de depósitos criogénicos

En la arquitectura centrada en el depósito, este se llena mediante camiones cisterna, y luego el propulsor se transfiere a una etapa superior antes de la inserción en órbita, de forma similar a una gasolinera que se abastece de combustible para automóviles mediante camiones cisterna. El uso de un depósito permite reducir el tamaño del vehículo de lanzamiento y aumentar la frecuencia de vuelos. Dado que la acumulación de propulsor puede tardar semanas o meses, es fundamental considerar cuidadosamente la mitigación de la evaporación.

En términos sencillos, un depósito criogénico pasivo es una etapa de transferencia con tanques de propulsor alargados, aislamiento adicional y un parasol. En un concepto, el hidrógeno evaporado también se redirige para reducir o eliminar la evaporación de oxígeno líquido y luego se utiliza para el control de actitud, la energía o los reinicios. Un depósito criogénico activo es un depósito pasivo con energía adicional y equipos de refrigeración/criorefrigeradores para reducir o eliminar la evaporación del propulsor. [ 12 ] Otros conceptos de depósito criogénico activo incluyen equipos de control de actitud alimentados eléctricamente para conservar combustible para la carga útil final.

Arquitecturas centradas en el transporte de cargas pesadas frente a arquitecturas centradas en depósitos

En la arquitectura de carga pesada, 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 plazo más corto que en la arquitectura centrada en depósitos. Normalmente, la etapa de transferencia se llena directamente y no se incluye ningún depósito en la arquitectura. Para vehículos criogénicos y depósitos criogénicos, generalmente 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 agote el hardware de mitigación.

En esta presentación de PowerPoint del Dr. Alan Wilhite, realizada en FISO Telecon, se compara el lanzamiento pesado con el uso de depósitos comerciales de propulsores y lanzadores. [ 13 ]

Viabilidad de los depósitos de propulsor

Tanto los estudios teóricos como los proyectos de desarrollo financiados que se encuentran actualmente en marcha buscan comprender la viabilidad de los depósitos de propulsor. Los estudios han demostrado que una arquitectura centrada en depósitos con vehículos de lanzamiento más pequeños podría ser 57 mil millones de dólares más económica que una arquitectura de lanzamiento pesado en un plazo de 20 años. [ 14 ] El costo de los vehículos de lanzamiento grandes es tan elevado que un depósito capaz de almacenar el propulsor transportado por dos o más vehículos de lanzamiento de tamaño mediano podría ser 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 llevar a cabo una misión de referencia del gobierno de EE. UU. a Marte debido a 70 toneladas de evaporación, suponiendo una evaporación del 0,1 %/día para el propulsor de hidróxido de litio . [ 15 ] El estudio identificó la necesidad de disminuir la tasa de evaporación de diseño en un orden de magnitud o más.

También se discutieron los enfoques para el diseño de depósitos de propulsor en órbita terrestre baja (LEO) en el informe Augustine de 2009 a la NASA , que "examinó los conceptos [entonces] vigentes para el reabastecimiento de combustible en el espacio". [ 16 ] El informe determinó que existen esencialmente dos enfoques para reabastecer de combustible una nave espacial en LEO: [ 16 ]

  • Entrega de combustible mediante un avión cisterna . En este método, un único avión cisterna se acopla a una nave espacial en órbita. A continuación, transfiere el combustible y parte. Este método es muy similar al reabastecimiento de combustible de un avión por un avión cisterna en vuelo.
  • Depósito espacial. Una alternativa consiste en que varios buques cisterna se encuentren y transfieran propelente a un depósito orbital. Posteriormente, una nave espacial podría acoplarse al depósito y recibir una carga de propelente antes de abandonar la órbita terrestre.

Ambos enfoques se consideraron viables con la tecnología de vuelos espaciales de 2009, pero se preveía que se requeriría un desarrollo de ingeniería y una demostración en el espacio significativos antes de que las misiones pudieran depender de dicha tecnología. Se consideró que ambos enfoques ofrecían el potencial de ahorros a largo plazo durante el ciclo de vida. [ 16 ]

En 2010, United Launch Alliance (ULA) propuso su tanque Advanced Cryogenic Evolved Stage (ACES), un concepto que se remonta al trabajo de Boeing en 2006, [ 17 ] dimensionado para transportar hasta 73 toneladas (161 000 lb) de propelente; en el diseño inicial, se propuso un primer vuelo para no antes de 2023, con un uso inicial como tanque de propelente que podría comenzar a mediados de la década de 2020. [ 18 ] [ 19 ] 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 con respecto a lo que han logrado los enfoques de la NASA, [ 20 ] [ 21 ] [ 22 ] el reabastecimiento de propelentes 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 propelente durante el lanzamiento a la órbita terrestre baja mientras sirve como la segunda etapa de la SpaceX Starship , y luego después de recargarse en órbita por múltiples tanques Starship, proporcionar la gran cantidad de energía necesaria para poner la nave espacial en una trayectoria interplanetaria. El tanque Starship está diseñado para transportar aproximadamente 100 toneladas (220 000 lb) de propelente a la órbita terrestre baja. [ 23 ] En abril de 2021, la NASA seleccionó el Starship lunar de SpaceX con reabastecimiento de combustible en órbita para su sistema inicial de aterrizaje lunar tripulado. [ 24 ] 

Ventajas

Because a large portion of a rocket is propellant at time of launch, proponents point out several advantages of using a propellant depot architecture. Spacecraft could be launched unfueled and thus require less structural mass,[25] or the depot tanker itself could serve as the second-stage on launch when it is reusable.[23] An on-orbit market for refueling may be created where competition to deliver propellant for the lowest price takes place, and it may also enable an economy of scale by permitting existing rockets to fly more often to refuel the depot.[25] If used in conjunction with a mining facility on the moon, water or propellant could be exported back to the depot, further reducing the cost of propellant.[26][27] An exploration program based on a depot architecture could be less expensive and more capable, not needing a specific rocket or a heavy lift such as the SLS[14][25][28][29][30] to support multiple destinations such as the Moon, Lagrange points, asteroids, and Mars.[31]

NASA studies in 2011 showed lower cost and faster alternatives than the Heavy Lift Launch System and listed the following advantages:[28]

  • Tens of billions of dollars of cost savings to fit the budget profile
  • Allowed first NEA/Lunar mission by 2024 using conservative budgets
  • Launch every few months rather than once every 12–18 months
  • Allows multiple competitors for propellant delivery
  • Reduced critical path mission complexity (automated rendevoux and dockings, events, number of unique elements)

History and plans

United States

Propellant depots were proposed as part of the Space Transportation System (along with nuclear "tugs" to take payloads from LEO to other destinations) in the mid-1960s.[32]

En octubre de 2009, la Fuerza Aérea de los Estados Unidos y United Launch Alliance (ULA) realizaron una demostración experimental en órbita con una etapa superior Centaur modificada durante el lanzamiento DMSP-18 para mejorar la comprensión de la sedimentación y el movimiento del propulsor , el control de presión, el enfriamiento del RL10 y las operaciones de apagado en dos fases del RL10. El peso ligero del DMSP-18 permitió disponer de 5400 kg (12 000 libras) de propulsor líquido de O₂ y H₂ , el 28 % de la capacidad del Centaur, para las demostraciones en órbita . La extensión de la misión posterior al lanzamiento duró 2,4 horas antes de ejecutar la maniobra de desorbitación . [ 33 ] 

El Programa de Servicios de Lanzamiento de la NASA está trabajando en un proyecto en curso de dinámica de fluidos de chapoteo con socios llamado CRYOTE. A partir de 2010ULA también planea experimentos adicionales de laboratorio 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. Denominado CRYOTE, o Banco de Pruebas Orbital Criogénico, será un banco de pruebas para demostrar varias tecnologías necesarias para los depósitos de propulsores criogénicos, con varias demostraciones a pequeña escala planificadas para 2012-2014. [ 34 ] A partir de agosto de 2011 ULA afirmó que esta misión podría lanzarse tan pronto como en 2012 si se conseguía financiación. [ 35 ] Las demostraciones a pequeña escala de ULA CRYOTE tienen como objetivo conducir a una demostración tecnológica insignia de un criosatélite a gran escala de ULA en 2015. [ 34 ]

El Grupo de Trabajo de Operaciones Futuras en el Espacio (FISO), un consorcio de participantes de la NASA, la industria y la academia, discutió conceptos y planes de depósitos de propulsor en varias ocasiones en 2010, [ 36 ] con presentaciones de ubicaciones óptimas de depósitos para la exploración espacial humana más allá de la órbita terrestre baja, [ 37 ] un depósito de propulsor de primera generación más simple (vehículo único) propuesto [ 34 ] y seis tecnologías importantes relacionadas con depósitos de propulsor para el transporte cislunar reutilizable. [ 38 ]

La NASA también tiene planes para perfeccionar técnicas que permitan y mejoren los vuelos espaciales que utilizan depósitos de propulsor en la "Misión de Almacenamiento y Transferencia de Propulsor CRIOGÉNICO (CRYOSTAT)". Se esperaba que el vehículo CRYOSTAT se lanzara a la órbita terrestre baja en 2015. [ 39 ]

La arquitectura CRYOSTAT comprende tecnologías en las siguientes categorías: [ 39 ]

  • Almacenamiento de propelentes criogénicos
  • Transferencia de fluidos criogénicos
  • Instrumentación
  • Encuentro y acoplamiento automatizados (AR&D)
  • Propulsión basada en criogenia

La misión "Simple Depot" fue propuesta por la NASA en 2011 como una posible primera misión de demostración de transferencia y almacenamiento de propelente, con lanzamiento no antes de 2015, en un Atlas V 551. Simple Depot usaría el tanque de 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 con solo helio gaseoso a temperatura ambiente. El tanque SD LH2 tendría 3 metros (9,8 pies) de diámetro y 16 metros (52 pies) de largo, 110 metros cúbicos (3900 pies cúbicos ) de volumen, y almacenaría 5 toneladas de LH2 . "Con una relación de mezcla útil (RM) de 6:1, esta cantidad de LH₂ se puede combinar con 25,7 [toneladas] [ 40 ] de LO₂ , lo que permite utilizar 0,7 [toneladas] de LH₂ para el enfriamiento del vapor, para una masa total útil de propulsor de 30 [toneladas]. ... el depósito descrito tendría una tasa de evaporación cercana al 0,1 por ciento por día, compuesta enteramente de hidrógeno." [ 41 ]       

En septiembre de 2010, ULA presentó en la conferencia AIAA Space 2010 un concepto de arquitectura de transporte espacial basado en depósitos para proponer depósitos de propulsor que podrían usarse como estaciones de tránsito para que otras naves espaciales se detuvieran y repostaran, ya sea en órbita terrestre baja (LEO) para misiones más allá de LEO, o en el punto de Lagrange L2 para misiones interplanetarias . El concepto propone que el hidrógeno gaseoso residual —un subproducto inevitable del almacenamiento a largo plazo de hidrógeno líquido en el entorno de calor radiactivo del espacio— podría utilizarse como monopropelente en un sistema de propulsión solar-térmica . El hidrógeno residual se utilizaría productivamente tanto para el mantenimiento de la posición orbital como para el control de actitud , además de proporcionar propulsor y empuje limitados para maniobras orbitales que permitan un mejor encuentro con otras naves espaciales que se dirijan a recibir combustible del depósito. [ 42 ] Como parte de la Arquitectura de Transporte Espacial Basada en Depósitos, ULA ha propuesto la etapa superior del cohete Advanced Common Evolved Stage (ACES) . El hardware de ACES está diseñado desde el principio como un depósito de propulsor en el espacio que podría usarse como estaciones de paso para que otros cohetes se detengan y reposten en el camino a misiones más allá de la órbita terrestre baja o interplanetarias , y para proporcionar la capacidad técnica de alta energía para la limpieza de desechos espaciales . [ 17 ]

En agosto de 2011, la NASA asumió un compromiso contractual significativo para el desarrollo de la tecnología de depósitos de propulsores [ 1 ] al financiar a cuatro empresas aeroespaciales para "definir misiones de demostración que validaran el concepto de almacenar propulsores criogénicos en el espacio para reducir la necesidad de grandes vehículos de lanzamiento para la exploración del espacio profundo". [ 43 ] Estos contratos de estudio para el almacenamiento/transferencia de propulsores criogénicos y depósitos criogénicos se firmaron con Analytical Mechanics Associates , Boeing , Lockheed Martin y Ball Aerospace . Cada empresa recibiría US$ 600.000 en virtud del contrato. [ 43 ]

En abril de 2021, la NASA seleccionó la SpaceX Lunar Starship con reabastecimiento en órbita para su sistema inicial de aterrizaje lunar tripulado. [ 24 ] En 2022, se estaba planificando una Starship de depósito de propulsor más grande para la Lunar Starship HLS.

Resto del mundo

La Agencia Espacial China (CNSA) realizó su primera prueba de reabastecimiento de combustible en órbita de satélite a satélite en junio de 2016. [ 44 ]

Problemas de diseño de ingeniería

Los depósitos de propulsor presentan diversos problemas de diseño, así como varias tareas que, hasta la fecha, no se han probado en el espacio para misiones de mantenimiento en órbita . Estos problemas incluyen la sedimentación y transferencia del propulsor, su uso para el control de actitud y los reinicios, la madurez de los equipos de refrigeración/criorefrigeradores y la potencia y masa necesarias para depósitos con evaporación reducida o nula y refrigeración.

Sedimentación del propulsor

La transferencia de propelentes líquidos en microgravedad se complica por la distribución incierta de líquidos y gases dentro de un tanque. Por lo tanto, la sedimentación del propelente en un depósito espacial es más difícil que en un campo gravitatorio leve. ULA planea usar la misión DMSP -18 para probar en vuelo la sedimentación centrífuga del propelente como una técnica de gestión de combustible criogénico que podría usarse en futuros depósitos de propelente. [ 45 ] La misión propuesta Simple Depot PTSD usaría varias técnicas para lograr una sedimentación adecuada para la transferencia de propelente. [ 41 ]

Transferencia de propulsor

En ausencia de gravedad, la transferencia de propulsor resulta algo más difícil, ya que los líquidos pueden alejarse flotando de la entrada.

Como parte de la misión Orbital Express en 2007, se transfirió con éxito propelente de hidracina entre dos naves espaciales de demostración tecnológica diseñadas para un solo propósito. La nave de servicio ASTRO de Boeing transfirió propelente a la nave cliente NEXTSat de Ball Aerospace . Dado que no había tripulación en ninguna de las naves, esto se reportó como la primera transferencia autónoma de fluidos entre naves espaciales. [ 46 ]

Rellenar

Una vez transferido el propulsor a un cliente, los tanques del depósito necesitarán recargarse. La organización de la construcción y el lanzamiento de los cohetes cisterna que transportan el nuevo combustible es responsabilidad del operador del depósito. Dado que las agencias espaciales como la NASA aspiran a ser compradoras en lugar de propietarias, entre los posibles operadores se incluyen la empresa aeroespacial que construyó el depósito, los fabricantes de los cohetes, una empresa especializada en depósitos espaciales o una empresa petrolera/química que refine el propulsor. Mediante el uso de varios cohetes cisterna, estos pueden ser más pequeños que el depósito y más grandes que las naves espaciales a las que están destinados a reabastecer. Los remolcadores de propulsión química de corto alcance pertenecientes al depósito pueden utilizarse para simplificar el acoplamiento de los cohetes cisterna y vehículos de gran tamaño, como los Vehículos de Transferencia a Marte.

Las transferencias de propulsor entre un depósito en órbita terrestre baja (LEO), accesible mediante cohetes desde la Tierra, y los posibles depósitos en el espacio profundo, como los de los puntos de Lagrange y Fobos, podrían realizarse utilizando remolcadores de propulsión eléctrica solar (SEP). [ 47 ]

Actualmente se están desarrollando o proponiendo dos misiones para apoyar el reabastecimiento de los depósitos de propelente.

  • Además de reabastecer de combustible y dar servicio a los satélites de comunicaciones geoestacionarios con el combustible que se lanza inicialmente con el vehículo de servicio de infraestructura espacial de la MDA, el vehículo SIS está siendo diseñado para tener la capacidad de maniobrar orbitalmente para encontrarse con un contenedor de combustible de reemplazo después de transferir los 2000 kg de combustible en la carga de lanzamiento, lo que permite reabastecer de combustible a satélites adicionales una vez que se completa la misión inicial de servicio a múltiples satélites. [ 48 ]
  • La misión propuesta Simple Depot criogénica PTSD (Propellant Transfer and Storage Demonstration) utilizaría "brazos de atraque remotos y puertos de transferencia de fluidos" tanto para la transferencia de propelente a otros vehículos como para rellenar el depósito hasta su capacidad máxima de 30 toneladas. [ 41 ] Fue propuesta en 2010, con lanzamiento previsto para 2015.

En 1962, ST Demetriades [ 49 ] propuso un método para recargar mediante la recolección de gases atmosféricos. Al moverse en órbita terrestre baja , a una altitud de alrededor de 120 km, el depósito propuesto por Demetriades extrae aire de los límites de la atmósfera, lo comprime y 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 . [ 49 ] Este sistema se denominó "PROFAC" ( Acumulador de Fluido Propulsivo ). [ 50 ] Sin embargo, existen preocupaciones de seguridad con respecto a la colocación de un reactor nuclear en órbita terrestre baja.

La propuesta de Demetriades fue perfeccionada posteriormente por Christopher Jones y otros [ 51 ]. En esta propuesta, varios vehículos de recolección acumulan gases propulsores a una  altitud aproximada de 120 km, para luego transferirlos a una órbita superior. Sin embargo, la propuesta de Jones requiere una red de satélites de transmisión de energía orbital para evitar la colocación de reactores nucleares en órbita.

Los asteroides también pueden procesarse para proporcionar oxígeno líquido. [ 52 ]

Aviones orbitales y ventanas de lanzamiento

Los depósitos de propulsor en órbita terrestre baja (LEO) son de poca utilidad para la transferencia entre dos órbitas terrestres bajas cuando el depósito se encuentra en un plano orbital diferente al de la órbita de destino. El delta-v necesario para realizar el cambio de plano suele ser extremadamente alto. Por otro lado, los depósitos se suelen proponer para misiones de exploración, donde el cambio de la órbita del depósito a lo largo del tiempo puede elegirse para alinearse con el vector de salida. Esto permite un tiempo de salida bien alineado que minimiza el consumo de combustible, lo que requiere una salida muy precisa. Existen tiempos de salida menos eficientes desde el mismo depósito al mismo destino antes y después de la oportunidad de alineación óptima, pero se necesita más investigación para determinar si la eficiencia disminuye rápida o lentamente. Por el contrario, el lanzamiento directo en un solo lanzamiento desde tierra sin reabastecimiento orbital ni acoplamiento con otra nave ya en órbita ofrece oportunidades de lanzamiento diarias, aunque requiere lanzadores más grandes y costosos. [ 53 ]

Las restricciones en las ventanas de salida se deben a que las órbitas terrestres bajas son susceptibles a perturbaciones significativas; incluso en períodos cortos están sujetas a regresión nodal y, en menor medida, a precesión del perigeo. Los depósitos ecuatoriales son más estables, pero también más difíciles de alcanzar. [ 53 ]

Se han descubierto nuevos enfoques para transferencias orbitales interplanetarias desde LEO donde se utiliza una transferencia orbital de tres encendidos, 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 —típicamente 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. [ 54 ] Más específicamente, se ha demostrado que la estrategia de salida de 3 encendidos permite que un solo depósito LEO en una órbita de 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 permitir] extender los beneficios económicos del lanzamiento dedicado de pequeños satélites a misiones interplanetarias". [ 55 ]

Problemas específicos de los depósitos criogénicos

Mitigación de la evaporación

La evaporación de propelentes criogénicos en el espacio puede mitigarse mediante soluciones tecnológicas y planificación y diseño a nivel de sistema . Desde una perspectiva técnica: para que un depósito de propelentes con un sistema de aislamiento pasivo almacene eficazmente fluidos criogénicos , la evaporación causada por el calentamiento proveniente de fuentes solares y otras debe mitigarse, eliminarse [ 45 ] o utilizarse con fines económicos. [ 17 ] Para propelentes no criogénicos, la evaporación no representa un problema de diseño significativo.

La tasa de evaporación está determinada por la fuga de calor y por la cantidad de propelente en los tanques. Con tanques parcialmente llenos, el porcentaje de pérdida es mayor. La fuga de calor depende del área superficial, mientras que la masa original de propelente 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 propelente 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 una temperatura mucho más alta, se evaporaría mucho menos, alrededor de 0,016 % por día (0,49 % por mes). [ 56 ]

Es posible lograr una evaporación cero (ZBO) con el almacenamiento de propulsores criogénicos mediante 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 podía eliminar la evaporación de los propulsores criogénicos. El sistema consistía en un tanque presurizado de 1400 litros (50 pies cúbicos) aislado con 34 capas de aislamiento , un condensador y un criorefrigerador Gifford-McMahon (GM) con una capacidad de enfriamiento de 15 a 17,5 vatios (W). El fluido de prueba fue hidrógeno líquido. El tanque de prueba se instaló en una cámara de vacío, simulando el vacío espacial. [ 57 ]  

En 2001, se implementó un esfuerzo cooperativo entre el Centro de Investigación Ames de la NASA , el Centro de Investigación Glenn y el Centro de Vuelos Espaciales Marshall (MSFC) para desarrollar conceptos de almacenamiento criogénico en el espacio (ZBO). El elemento principal del programa fue una demostración a gran escala de ZBO 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 conectó un criorefrigerador comercial a un mezclador de barra de pulverización y un sistema de aislamiento existentes del MHTB de manera que se lograra un equilibrio entre la energía térmica entrante y la extraída. [ 58 ]

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 misiones duran 5 días en LEO para oxígeno, 8,5 días para metano y 64 días para hidrógeno. Las misiones más largas equivalen a mayores ahorros de masa. El xenón criogénico ahorra masa en comparación con el almacenamiento pasivo casi de inmediato. Cuando ya se dispone de energía para operar el ZBO, las duraciones de misión de equilibrio son aún más cortas, por ejemplo, alrededor de un mes para el hidrógeno. Cuanto mayor sea el tanque, menos días en LEO cuando el ZBO tiene masa reducida. [ 59 ]

Además de las soluciones técnicas al problema de la evaporación excesiva de los propelentes criogénicos para cohetes, se han propuesto soluciones a nivel de sistema. Desde una perspectiva de sistemas, la reducción del tiempo de espera del almacenamiento criogénico de H2 líquido para lograr, de manera efectiva, una entrega justo a tiempo a cada cliente, junto con una tecnología de refinería equilibrada para separar la materia prima almacenable a largo plazo (agua) en la mezcla estequiométrica de LOX / LH2 necesaria, es teóricamente capaz de lograr una solución a nivel de sistema para la evaporación. Estas propuestas se han sugerido como complemento de buenas técnicas tecnológicas para reducir la evaporación, pero no reemplazarían la necesidad de soluciones de almacenamiento tecnológicas eficientes. [ 60 ]

Parasoles

United Launch Alliance ha propuesto un depósito criogénico que utilizaría un escudo solar cónico para proteger los propelentes fríos de la radiación solar y terrestre. El extremo abierto del cono permite que el calor residual se irradie hacia el frío del espacio profundo, mientras que las capas cerradas del cono atenúan el calor radiante del Sol y la Tierra. [ 61 ]

Otros temas

Otros problemas son la fragilización por hidrógeno , un proceso por el cual algunos metales (incluidos el hierro y el titanio ) se vuelven quebradizos y se fracturan tras la exposición al hidrógeno. Las fugas resultantes dificultan el almacenamiento de propelentes criogénicos en condiciones de gravedad cero. [ 62 ]

Proyectos de demostración de reabastecimiento de combustible en el espacio

A principios de la década de 2010, se pusieron en marcha varios proyectos de reabastecimiento de combustible en el espacio. Dos iniciativas privadas y una misión de prueba patrocinada por el gobierno se encontraban en alguna fase de desarrollo o prueba en 2010..

Misión de reabastecimiento robótico

La Misión Robótica de Reabastecimiento de Combustible (RRM) de la NASA se lanzó en 2011 y completó con éxito una serie de experimentos de transferencia de propulsor accionados robóticamente en la plataforma expuesta de la Estación Espacial Internacional en enero de 2013. [ 63 ]

El conjunto de experimentos incluyó varias válvulas de propulsión , boquillas y sellos similares a los utilizados en muchos satélites y una serie de cuatro herramientas prototipo que podían acoplarse 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 de combustible a las naves espaciales en órbita. RRM es la primera demostración de reabastecimiento de combustible 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 el reabastecimiento de combustible. 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". [ 63 ]

Proyecto de demostración de reabastecimiento de combustible en el espacio de la MDA

A marzo de 2010 Se estaba desarrollando 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 nave espacial que reabastecería de combustible a otras naves espaciales en órbita como demostración de servicio de satélites. "El modelo de negocio, que aún está en evolución, podría pedir a los clientes que paguen por kilogramo de combustible añadido con éxito a su satélite, y el precio por kilogramo sería una función de los ingresos adicionales que el operador puede esperar generar gracias a la vida útil extendida de la nave espacial". [ 64 ]

El plan consiste en que el vehículo de suministro de combustible se dirija a un satélite de comunicaciones operativo, se acople al motor de impulso de apogeo del satélite objetivo , retire una pequeña parte de la manta de protección térmica de la nave espacial objetivo, se conecte a una línea de presión de combustible y suministre 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". [ 64 ]

A marzo de 2011 MDA había conseguido un cliente importante para el proyecto de demostración inicial. Intelsat acordó comprar la mitad de los 2000 kilogramos (4400 lb) de carga útil de propulsor que la nave espacial de MDA transportaría a la órbita geoestacionaria . Dicha compra añadiría 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. [ 65 ] A marzo de 2010   , la nave espacial podría estar lista para comenzar a reabastecer de combustible a los satélites de comunicaciones para 2015. [ 66 ] A partir de enero de 2013 , ningún cliente se había inscrito para una misión de reabastecimiento de combustible de MDA. [ 63 ]

En 2017, MDA anunció que reiniciaría su negocio de servicios satelitales, siendo SES SA , propietario/operador de satélites con sede en Luxemburgo , su primer cliente. [ 67 ]

Alternativas de remolcadores espaciales al reabastecimiento directo de combustible

Existen alternativas de diseño competitivas para la transferencia de combustible RCS en el espacio . Es posible llevar propulsor adicional a un satélite y usarlo para el control de actitud o el cambio de velocidad orbital, sin necesidad de transferirlo al satélite en cuestión.

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 MDA SIS, a través del motor de impulso, pero no transferiría combustible. En cambio, el vehículo de extensión de misión usaría "sus propios propulsores para proporcionar control de actitud al objetivo". [ 68 ] ViviSat cree que su enfoque es más simple y puede operar a un costo menor que el enfoque de transferencia de propulsor del MDA, al tiempo que tiene la capacidad técnica de acoplarse y dar servicio a un mayor número (90 por ciento) de los aproximadamente 450 satélites geoestacionarios en órbita. [ 68 ] A partir de enero de 2013 , ningún cliente se había inscrito para una extensión de misión habilitada por ViviSat. [ 63 ]

En 2015, Lockheed Martin propuso el remolcador espacial Júpiter . De construirse, Júpiter operaría en órbita terrestre baja transportando naves de carga hacia y desde la Estación Espacial Internacional , permaneciendo en órbita indefinidamente y reabasteciéndose de combustible desde naves de transporte posteriores que llevarían módulos de carga posteriores. [ 69 ]

Nueva participación en el espacio

En diciembre de 2018, Orbit Fab, una empresa emergente de Silicon Valley fundada a principios de 2018, envió el primero de una serie de experimentos a la Estación Espacial Internacional para probar y demostrar tecnologías que permitan el reabastecimiento comercial de combustible en el espacio. Estas primeras rondas de pruebas utilizaron agua como simulador de propulsor. [ 70 ] En junio de 2021, Orbit Fab envió el primer depósito de propulsor, el Tanker-001 Tenzing, que transportaba peróxido de hidrógeno en órbita heliosíncrona . [ 71 ]

Véase también

Referencias

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Video

  • Animación de una operación de despegue y reabastecimiento de combustible en un depósito de Boeing , noviembre de 2011 (1 min)
  • Depósito de Propelente Criogénico de la NASA – Animación de la misión , mayo de 2013 (1 min)
  • Ventajas de una arquitectura de depósito , Jeff Greason de XCOR Aerospace, reunión de la Comisión Augustine, julio de 2009 (25 min)
  • Una estrategia de asentamiento para la NASA , Jeff Greason de XCOR Aerospace, ISDC 2011 (42 min)
  • El espacio cislunar, la próxima frontera , Dr. Paul Spudis del Instituto Lunar y Planetario, ISDC 2011 (25 min)
  • Plan para extraer agua en la Luna mediante depósitos , Bill Stone de la Shackleton Energy Company , TED 2011 (7 min)
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