cohete termosolar

Un cohete termosolar es un sistema de propulsión espacial teórico que utilizaría energía solar para calentar directamente la masa de reacción , por lo que no requeriría un generador eléctrico, a diferencia de la mayoría de los demás sistemas de propulsión solar. El cohete solo tendría que transportar los medios para capturar la energía solar, como concentradores y espejos . El propulsor calentado se introduciría a través de una tobera de cohete convencional para generar empuje. El empuje del 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 termosolar tanto para un uso más eficiente, económico y prolongado de la energía solar como para vehículos de lanzamiento de etapas superiores criogénicas más flexibles, así como para depósitos de propulsor en órbita . La propulsión termosolar también es una buena opción para remolcadores interorbitales reutilizables, ya que se trata de un sistema de alta eficiencia y bajo empuje que puede reabastecerse con relativa facilidad.

Existen dos conceptos de propulsión termosolar, que difieren principalmente en el método mediante el cual utilizan la energía solar para calentar el propulsor:

• El calentamiento solar indirecto consiste en bombear el propulsor a través de conductos en un intercambiador de calor que se calienta mediante la radiación solar. El concepto de cavidad de intercambiador de calor sin ventanas es un diseño que adopta este enfoque de absorción de radiación.
• El calentamiento solar directo consiste en exponer el propulsor directamente a la radiación solar. El concepto de lecho giratorio es uno de los preferidos para la absorción directa de radiación solar; ofrece un impulso específico mayor que otros diseños de calentamiento directo mediante el uso de semillas retenidas ( carburo de tantalio o carburo de hafnio ). El propulsor fluye a través de las paredes porosas de un cilindro giratorio, absorbiendo el calor de las semillas, que quedan retenidas en las paredes por la rotación. Los carburos son estables a altas temperaturas y poseen excelentes propiedades de transferencia de calor.

Debido a las limitaciones de temperatura que pueden soportar los materiales del intercambiador de calor (aproximadamente 2800 K ), los diseños de absorción indirecta no pueden alcanzar impulsos específicos superiores a 900 segundos (900  s· ɡ ₀ = 8,8  km/s) (o hasta 1000 segundos, véase más abajo). Los diseños de absorción directa permiten temperaturas de propulsor más altas y, por lo tanto, impulsos específicos más elevados, que se aproximan a los 1200 segundos. Incluso el impulso específico más bajo representa un aumento significativo con respecto al de los cohetes químicos convencionales ; sin embargo, este aumento puede proporcionar ganancias sustanciales de carga útil (45 por ciento para una misión LEO a GEO ) a costa de un mayor tiempo de viaje (14 días en comparación con 10 horas).

Se ha diseñado y fabricado hardware a pequeña escala para el Laboratorio de Propulsión de Cohetes de la Fuerza Aérea (AFRPL) para su evaluación en pruebas en tierra. ^{[ 1 ]} SART ha investigado sistemas con un empuje de 10 a 100 N. ^{[ 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 ]}

Una prueba de concepto inicial se demostró en 2020 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 , lo que proporciona un excelente impulso específico de hasta 1000 segundos (10  kN·s/kg) utilizando intercambiadores de calor hechos de renio. ^{[ 5 ]}

La idea convencional ha sido que el hidrógeno, si bien proporciona un excelente impulso específico, no se puede almacenar en el espacio. El trabajo de diseño realizado a principios de la década de 2010 desarrolló un enfoque para reducir sustancialmente la evaporación del hidrógeno y utilizar económicamente el pequeño producto de evaporación restante para las tareas necesarias en el espacio, logrando esencialmente una evaporación cero (ZBO) desde un punto de vista práctico. ^{[ 6 ] : págs. 3, 4, 7}

También podrían utilizarse otras sustancias. El agua ofrece un rendimiento bastante bajo de 190 segundos (1,9  kN·s/kg), pero solo requiere equipos sencillos para su purificación y manipulación, y puede almacenarse en el espacio; además, se ha propuesto seriamente su uso interplanetario, aprovechando los recursos in situ . ^{[ 7 ]}

Se ha propuesto el amoníaco como propulsor. ^{[ 8 ]} Ofrece un impulso específico mayor que el agua, pero es fácilmente almacenable, con un punto de congelación de −77  °C y un punto de ebullición de −33,34  °C.

Una arquitectura de propulsión solar-térmica supera a las arquitecturas que implican electrólisis y licuefacción 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 solo requiere una fuente de calor simple y compacta (ya sea nuclear o solar); por lo tanto, la tasa de producción de propulsor es correspondientemente mucho mayor para cualquier masa inicial de equipo dada. 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 asteroides, y dicha información no se conoce, excepto que se espera que los cuerpos dentro del cinturón de asteroides y más alejados del Sol sean ricos en hielo de agua. ^{[ 9 ] [ 10 ]}

Se han propuesto cohetes solares térmicos ^{[ 11 ]} como sistema para lanzar una pequeña nave espacial personal a la órbita. El diseño se basa en un dirigible de gran altitud que utiliza su envoltura para concentrar la luz solar en un tubo. El propulsor, que probablemente sería amoníaco, se inyecta para producir empuje. Entre los posibles fallos de diseño se incluyen si el motor podría producir suficiente empuje para superar la resistencia aerodinámica y si la estructura del dirigible no fallaría a velocidades hipersónicas. Esto tiene muchas similitudes con el dirigible orbital propuesto por JP Aerospace .

A partir de 2010Se habían presentado dos propuestas para utilizar la propulsión solar-térmica en sistemas de naves espaciales posteriores al lanzamiento.

Un concepto para proporcionar depósitos de propulsor en órbita terrestre baja (LEO) que podrían usarse como estaciones de tránsito para que otras naves espaciales se detengan y reposten en su camino hacia misiones más allá de la LEO ha propuesto 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 usar en maniobras orbitales que permitan un mejor encuentro con otras naves espaciales que se dirijan a recibir combustible del depósito. ^{[ 6 ]}

Los propulsores monoprop de hidrógeno solar-térmicos también son parte integral del diseño de la etapa superior criogénica de cohete de próxima generación propuesta por la compañía estadounidense United Launch Alliance (ULA). La Etapa Común Evolucionada Avanzada (ACES) fue concebida como una etapa superior de menor costo, más capaz y más flexible que complementaría, y quizás reemplazaría, los vehículos de etapa superior existentes ULA Centaur y ULA Delta Cryogenic Second Stage (DCSS). La opción de Fluidos Integrados del Vehículo ACES elimina todo el monopropelente de hidracina y todo el presurizador de helio del vehículo espacial —normalmente utilizados para el control de actitud y el mantenimiento de la estación— y depende en cambio de propulsores monoprop solar-térmicos que utilizan hidrógeno residual. ^{[ 6 ] : p. 5}

Gordon Woodcock y Dave Byers investigaron la viabilidad de varios viajes utilizando propulsión solar térmica en 2003. ^{[ 12 ]}

Una propuesta posterior en la década de 2010 fue la nave espacial Solar Moth, que utilizaría espejos ligeros para enfocar la radiación solar en un motor solar térmico. ^{[ 13 ] [ 14 ]}

• propulsión eléctrica solar
• cohete termonuclear

• Propulsión termosolar para pequeñas naves espaciales: desarrollo y evaluación de sistemas de ingeniería (2005)
• Pratt & Whitney Rocketdyne gana una opción de contrato de 2,2 millones de dólares para un motor de cohete de propulsión termosolar (Página web que cita el comunicado de prensa, 25 de junio de 2008, Pratt & Whitney Rocketdyne ).